多裂紋板破壞過程模擬及壽命預計.pdf

1、多部位損傷是航空結構中的典型損傷形式，對飛機結構完整性構成嚴重威脅?，F(xiàn)行的損傷容限設計原則存在不完善的一面，用基于單一裂紋損傷容限的知識和方法不足以解決多部位損傷問題，不能保證結構的使用安全。為確保飛機結構的使用安全，亟待建立含多部位損傷結構的損傷容限評定技術。本文針對這一具有挑戰(zhàn)性的前沿課題，在充分吸收借鑒國內(nèi)外最新研究成果的基礎上，基于彈塑性斷裂力學和疲勞斷裂理論，通過有限元方法，配以多裂紋板的拉伸和疲勞試驗，開展多裂紋板的破壞過程

2、模擬及壽命預計，為老齡飛機結構完整性評估提供一套更加先進、完善、實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及破壞過程模擬，研究多裂紋板的破壞過程及剩余強度；第二部分是多裂紋板疲勞試驗及壽命預計。多裂紋板的拉伸試驗研究結果表明，斷裂方式有張開型和滑移型兩種類型，裂紋的擴展經(jīng)歷穩(wěn)定擴展、連通、快速擴展和最終破壞四個階段。本文建立了拉伸載荷下含多裂紋板漸近破壞過程的數(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關系，采用裂紋尖端張開位移準則和最大周向應力準則，模擬了多裂紋板的漸近破壞過程，且預測的剩余強度與試驗值較吻合，說明該模型的合理有效性。通過多裂紋板疲勞裂紋擴展試驗，研究疲勞裂紋擴展過程及速率，試驗中疲勞裂紋沿曲線擴展，裂紋可能發(fā)生重合或連通；壽命預計采用Paris定律方法，應力強度因子的求解采用有限元方法，裂紋擴展方向的判斷采用最大周向應力準則；預測結果與試驗值比較相近。 本文從試驗及理論方