多細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命估算方法研究.pdf

1、廣布疲勞損傷是現(xiàn)役國內(nèi)外老齡飛機(jī)中存在的典型損傷形式，其出現(xiàn)對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度和裂紋擴(kuò)展壽命造成了嚴(yán)重威脅。針對此類問題，本文基于彈塑性斷裂力學(xué)和疲勞斷裂理論，在國內(nèi)外研究成果的基礎(chǔ)上，對廣布疲勞損傷典型結(jié)構(gòu)的應(yīng)力強(qiáng)度因子、可靠性壽命和疲勞擴(kuò)展壽命估算進(jìn)行了研究，旨在為飛機(jī)維修大綱以及飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性評估提供一套可靠、實(shí)用的損傷容限分析方法。
　　首先，采用有限元方法對應(yīng)力強(qiáng)度因子進(jìn)行研究，主要對裂紋出現(xiàn)的位置及數(shù)量進(jìn)行了詳而有效

2、的研究，得到了一系列對工程應(yīng)用有實(shí)用價(jià)值的結(jié)論。然后，在串聯(lián)模型的基礎(chǔ)上，對三種典型結(jié)構(gòu)的可靠性壽命進(jìn)行了估算，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比。最后，利用應(yīng)力強(qiáng)度因子及可靠性壽命計(jì)算結(jié)果，采用凈截面判據(jù)和Paris公式對典型結(jié)構(gòu)的疲勞壽命進(jìn)行了估算，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比。
　　本文從試驗(yàn)及理論兩方面研究多裂紋典型結(jié)構(gòu)的拉-拉破壞及疲勞斷裂問題，表明了本文研究方法的正確性、計(jì)算結(jié)果的可靠性。本文在結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展階段，采用有限元方法，該方法適用于