多裂紋板破壞過(guò)程模擬及壽命預(yù)計(jì).pdf

1、多部位損傷是航空結(jié)構(gòu)中的典型損傷形式，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性構(gòu)成嚴(yán)重威脅?，F(xiàn)行的損傷容限設(shè)計(jì)原則存在不完善的一面，用基于單一裂紋損傷容限的知識(shí)和方法不足以解決多部位損傷問(wèn)題，不能保證結(jié)構(gòu)的使用安全。為確保飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用安全，亟待建立含多部位損傷結(jié)構(gòu)的損傷容限評(píng)定技術(shù)。本文針對(duì)這一具有挑戰(zhàn)性的前沿課題，在充分吸收借鑒國(guó)內(nèi)外最新研究成果的基礎(chǔ)上，基于彈塑性斷裂力學(xué)和疲勞斷裂理論，通過(guò)有限元方法，配以多裂紋板的拉伸和疲勞試驗(yàn)，開(kāi)展多裂紋板的破壞過(guò)程

2、模擬及壽命預(yù)計(jì)，為老齡飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性評(píng)估提供一套更加先進(jìn)、完善、實(shí)用的損傷容限分析方法。 本文研究工作分為兩大部分。第一部分是多裂紋板拉伸試驗(yàn)及破壞過(guò)程模擬，研究多裂紋板的破壞過(guò)程及剩余強(qiáng)度；第二部分是多裂紋板疲勞試驗(yàn)及壽命預(yù)計(jì)。多裂紋板的拉伸試驗(yàn)研究結(jié)果表明，斷裂方式有張開(kāi)型和滑移型兩種類(lèi)型，裂紋的擴(kuò)展經(jīng)歷穩(wěn)定擴(kuò)展、連通、快速擴(kuò)展和最終破壞四個(gè)階段。本文建立了拉伸載荷下含多裂紋板漸近破壞過(guò)程的數(shù)值模型，該模型利用FRANC2D

3、/L有限元軟件，引入材料的彈塑性本構(gòu)關(guān)系，采用裂紋尖端張開(kāi)位移準(zhǔn)則和最大周向應(yīng)力準(zhǔn)則，模擬了多裂紋板的漸近破壞過(guò)程，且預(yù)測(cè)的剩余強(qiáng)度與試驗(yàn)值較吻合，說(shuō)明該模型的合理有效性。通過(guò)多裂紋板疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，研究疲勞裂紋擴(kuò)展過(guò)程及速率，試驗(yàn)中疲勞裂紋沿曲線(xiàn)擴(kuò)展，裂紋可能發(fā)生重合或連通；壽命預(yù)計(jì)采用Paris定律方法，應(yīng)力強(qiáng)度因子的求解采用有限元方法，裂紋擴(kuò)展方向的判斷采用最大周向應(yīng)力準(zhǔn)則；預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)值比較相近。 本文從試驗(yàn)及理論方