機(jī)翼蒙皮結(jié)構(gòu)多部位損傷研究.pdf

1、廣布疲勞損傷是指多個元件或者多個相似細(xì)節(jié)中存在大量的細(xì)小裂紋，這些細(xì)小裂紋在疲勞載荷的作用下發(fā)生連通，而引起結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度不能繼續(xù)承受載荷作用導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失效。廣布疲勞損傷廣泛存在于飛機(jī)蒙皮結(jié)構(gòu)中，廣布疲勞損傷的存在降低了飛機(jī)蒙皮結(jié)構(gòu)的承載能力，嚴(yán)重影響飛機(jī)的安全和壽命，尤其是老齡飛機(jī)。廣布疲勞損傷分為多元件損傷和多部位損傷兩種形式，本文主要研究廣布疲勞損傷中的多部位損傷問題，基于機(jī)翼蒙皮結(jié)構(gòu)和機(jī)翼蒙皮常用的2024鋁合金材料，根據(jù)多部位損

2、傷發(fā)生和發(fā)展過程研究多部位損傷發(fā)生的概率、多部位損傷內(nèi)力再分配問題和多部位損傷的剩余強(qiáng)度。本文的研究對深入了解多部位損傷的形成及發(fā)展過程具有重要的參考價值，也為飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全設(shè)計和壽命評估提供有力的參考依據(jù)，對我國的航空以及國防建設(shè)事業(yè)也具有重大的現(xiàn)實(shí)意義。
　　在研究多部位損傷發(fā)生概率方面，首先給出多部位損傷發(fā)生的判定依據(jù)，然后在假設(shè)各個細(xì)節(jié)具有相同疲勞特征和產(chǎn)生裂紋隨機(jī)獨(dú)立性的條件下，根據(jù)概率斷裂力學(xué)當(dāng)量初始裂紋分布的理論和數(shù)

3、理統(tǒng)計中的三參數(shù)威布爾分布建立了預(yù)測多細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)發(fā)生多部位損傷概率的數(shù)學(xué)模型，具體建立了載荷循環(huán)次數(shù)和發(fā)生概率之間的函數(shù)關(guān)系。最后，通過2024鋁合金薄板單細(xì)節(jié)和三細(xì)節(jié)的疲勞試驗對模型的合理性進(jìn)行驗證。經(jīng)驗證，模型可以很好地預(yù)測多細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)在一定載荷循環(huán)次數(shù)下發(fā)生多部位損傷的概率，但預(yù)測結(jié)果偏于保守。
　　在研究多部位損傷內(nèi)力再分配方面，首先對復(fù)雜的多部位損傷問題進(jìn)行簡化處理，根據(jù)某民機(jī)機(jī)翼蒙皮結(jié)構(gòu)得到多部位損傷結(jié)構(gòu)的兩個基本簡化模式

4、，再運(yùn)用 Abaqus和 Franc3d建立裂紋有限元模型研究兩個基本多部位損傷結(jié)構(gòu)的應(yīng)力強(qiáng)度因子中結(jié)構(gòu)綜合修正因子，在得到結(jié)構(gòu)綜合修正因子中的組合修正因子和局部載荷再分配因子與主裂紋長度存在函數(shù)關(guān)系的結(jié)論后，通過這種函數(shù)關(guān)系研究了組合修正因子和局部載荷再分配因子與主裂紋長度的變化規(guī)律，間接研究了多部位損傷內(nèi)力再分配的變化規(guī)律。得出一定載荷情況下，多部位損傷結(jié)構(gòu)的內(nèi)部載荷是不斷進(jìn)行分配的，分配的規(guī)律與結(jié)構(gòu)形式和裂紋分布等因素有關(guān)等的結(jié)論

5、。
　　在多部位損傷剩余強(qiáng)度研究方面，首先根據(jù)前文對多部位損傷內(nèi)力再分配問題研究的結(jié)論和試驗標(biāo)準(zhǔn)設(shè)計了兩類同細(xì)節(jié)不同裂紋分布的含有多部位損傷結(jié)構(gòu)的試驗件，試驗件材料采用2024鋁合金材料。通過兩類多部位損傷結(jié)構(gòu)試驗件的剩余強(qiáng)度試驗，討論了凈截面屈服計算方法、基于 Swift連通準(zhǔn)則的計算方法和線彈性條件下斷裂力學(xué)的計算方法這三種常用的剩余強(qiáng)度計算方法在多部位損傷結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度計算方面的適用性。最后得出結(jié)論：同細(xì)節(jié)不同裂紋分布對多部位