干涉配合紧固件的疲劳裂纹扩展寿命分析

 利用权函数法给出了含紧固件孔的平板受干涉、双向拉压、各种形式的分布钉载和旁路载荷各种方式的组合作用时孔边穿透裂纹和角裂纹的张开型应力强度因子的数学表达式,可以方便地实施快速积分法求得裂纹扩展寿命。分析了干涉销钉通过填充作用和与孔壁的摩擦对疲劳裂纹扩展寿命的影响。发现钉载及双向载荷条件的不同,干涉增寿效果不同。与实验结果的对比表明方法是有效的。     

含多处损伤搭接结构应力强度因子有限元分析

 采用铆钉的两种表现形式（详细杆元和简化的弹簧元）的组合方式建立了含多处损伤(MSD)多铆钉搭接结构的有限元模型，通过分析得到了不同损伤模式下的应力强度因子(SIF)随裂纹扩展历程变化规律的曲线。结果表明，相对于单裂纹和无腐蚀情况，MSD和腐蚀损伤都会增加SIF值，当裂纹间距大于孔间距一半时，可不考虑裂纹间干涉效应；在给定的循环应力幅下，应力强度因子幅随干涉量的增加而降低，但干涉量大到一定值时，SIF对其不再敏感；铆钉材料对SIF的影响很小，而铆钉直径增大20%，SIF约增加6%。反平面翘曲对SIF有很大的影响，相对于无反平面翘曲，SIF下降一个数量级。     

含MSD共线多孔平板应力强度因子有限元分析

利用FRANC2D/L对含MSD某型飞机增压舱蒙皮搭接接头进行了有限元分析,得到了不同损伤模式下的应力强度因子(SIF)的计算曲线,和已有的文献比较表明,数值结果精确,方法可靠,即不同长度裂纹的SIF计算可有效地通过FTRANC2D/L的裂纹扩展功能来实现。计算结果表明,在某些情况下,MSD裂纹的SIF可按单裂纹的SIF进行计算;影响MSD裂纹SIF的因素主要是临近裂纹的长度、裂纹间或裂尖与钉孔间的距离。最后给出裂纹连通前后MSD裂纹SIF随裂纹扩展历程变化的规律。     

含销钉孔边裂纹的某压气机轮盘裂纹扩展分析

基于三维裂纹扩展分析软件FRANC3D V6.0,结合有限元软件,采用子模型技术建立断裂力学有限元模型.对带孔平板试样的裂纹扩展进行了数值模拟,分析了裂纹扩展规律,计算结果与手册解误差很小,结果表明了分析方法的可行性和准确性.建立了含销钉孔边裂纹的轮盘断裂力学有限元模型,对其进行了三维动态裂纹扩展分析,计算了应力强度因子和裂纹扩展寿命.结果表明:该分析方法简单可行,几种裂纹形式中销钉孔内表面裂纹对轮盘裂纹扩展寿命危害最大.      

多孔多裂纹平板的疲劳裂纹扩展试验与分析方法

飞机结构广布疲劳损伤是目前大型客机损伤容限设计与分析的难点。通过试验研究了典型多孔多裂纹2024-T3铝合金平板的裂纹扩展行为。试验结果表明：相邻孔边裂纹之间的相互干扰明显降低了共线多裂纹平板的疲劳裂纹扩展寿命。就本文研究的典型多孔板,所有孔边都出现了等长裂纹这一极端情况,其裂纹扩展寿命是单孔平板孔边裂纹扩展寿命的10%左右。本文采用Eshelby夹杂理论和权函数法给出了典型多孔多裂纹问题的应力强度因子近似解析解,并结合Paris裂纹扩展公式预测疲劳裂纹扩展寿命。与采用有限元法获得应力强度因子并预测多孔多裂纹板的疲劳裂纹扩展寿命进行对比,对比结果表明：采用解析解和有限元解获得的应力强度因子预测的疲劳裂纹扩展寿命与试验结果吻合良好;相比于有限元法,本文的应力强度因子解法简单、高效,将有助于飞机结构多位置损伤（MSD）的疲劳裂纹扩展寿命预测分析。     

干涉预拉伸应力释放对三维裂纹尖端应力强度因子的影响

以干涉孔三维裂纹为讨论对象，应用ANSYS大型工程有限元计算软件，对孔边干涉结构进行分析计算。将干涉预拉伸应力考虑为内部载荷，分别对不同裂纹长度下的含裂纹体进行干涉计算，在不同的干涉状态下直接求解应力强度因子，以此等效地模拟裂纹扩展过程中干涉预拉伸应力释放时应力强度因子的求解。通过计算分析，给出了考虑干涉预拉伸应力释放情况裂纹尖端的应力强度因子，随裂纹长度及模型厚度的改变趋势和规律，并与不考虑干涉预应力释放的情况下，裂纹尖端的应力强度因子进行对比分析。     

多处损伤特性的研究

对老龄飞机结构中存在的多处损伤 ( MSD)进行了研究。从 MSD试件的裂纹扩展实验中得出 :MSD服从净截面屈服破坏准则 ;MSD使剩余强度明显降低,临界裂纹尺寸大大减小,裂纹扩展寿命显著缩短,从而使损伤容限能力减退,破损安全不复存在。试用组合法求解 MSD裂纹的应力强度因子,并将其用于 MSD裂纹的扩展分析,所得裂纹扩展寿命计算结果与实验符合良好     

含多裂纹对接板应力强度因子三维有限元分析

应力强度因子（SIF）分析是含多部位损伤（MSD）结构的裂纹扩展分析及寿命预测的基础,对于连接结构采用简化模型难以考虑次弯曲、铆钉变形等因素影响。本文建立了含MSD对接板的三维有限元模型,研究了不同损伤模式、设计构型和约束条件下的裂纹尖端SIF分布特性以及随裂纹长度的变化规律。结果表明,孔边裂纹Ⅰ型SIF起主导作用,Ⅱ型和Ⅲ型SIF可忽略不计;由于次弯曲效应,SIF从外表面到内表面近似呈线性关系逐渐增加;MSD裂纹之间存在较强的干涉作用,且裂纹间距离越短数量越多,干涉作用越强;SIF随拼接板厚度增加呈先增加后降低的趋势,原因是拼接板刚度和铆钉柔度对铆钉载荷传递有一定影响;采用埋头铆钉会使SIF值增加,且内外表面差异变得更大;反翘曲约束对裂纹尖端SIF均值影响很小,但能显著降低SIF沿厚度方向的变化。     

基于细节有限元的机身窗周开口区疲劳强度分析

建立窗周开口区局部细节有限元模型,将其嵌入全机总体有限元模型,使用Nastran进行细节应力分析,给出一种钉孔区名义应力确定方法,获得疲劳分析所需的参考应力、钉载;将全机总体有限元模型中窗框单元应力谱,与局部细化后窗周开口区域疲劳薄弱部位应力分析结果相结合,来确定各疲劳薄弱部位所需应力谱;在此基础上,使用细节疲劳额定值法进行裂纹萌生寿命分析,确定疲劳最薄弱部位;采用Nasgro方程对疲劳最薄弱部位进行裂纹扩展寿命分析。文中基于细节有限元模型确定分析部位应力谱的方法及形成的一套分析流程可以推广到其他开口类结构疲劳强度评估中。     

复合材料螺接性能的影响因素研究

 利用有限元软件ANSYS建立了单钉双剪复合材料单拉接头的1/2模型,研究了钉孔配合、螺栓预紧力和接触面间摩擦对接头的强度等性能的影响。设计了若干实验,证明有限元模型是有效的,其计算误差控制在10%以内。有限元计算结果表明:小干涉量的过盈配合能极大地提高接头的强度,与3%间隙量相比,最优干涉量下接头强度可提高36.5%;适当的螺栓拧紧力矩也可提高接头的强度;接头中被连接板间的摩擦对接头强度也是有利的,但在一定接头尺寸条件下,摩擦力的增大有可能会改变接头的破坏模式。以上研究成果为复合材料多钉连接钉载分配均匀化的参数化分析提供了一个突破口,这也是本文后续研究的一个内容。     

铝合金板广布损伤裂纹扩展顺序的数值分析

在三排45孔铝合金板广布疲劳损伤试验基础上,对模型进行了有限元计算,系统研究了广布损伤裂纹尖端相互影响因子分布和裂纹扩展顺序规律。结果表明:裂纹尖端相互影响因子βi,当受两个裂纹参数ai和aj影响时,其随着aj的增加而增加,随着ai的增加而减小;当受三个参数ai、aj和ak影响时,其随着aj和ak的增加而增加,随着ai的增加而减小。循环数N相等时,模式I扩展最快,模式II最慢,模式III的扩展间于模式I模式II之间,但比较接近模式II,这是由于模式III下孔裂纹比较接近于模型中间位置,受模型边界的影响较小。以上结论表明,在实际工程应用中,多裂纹出现在模型中间要比靠近边界安全。     

锪窝填充孔孔边角裂纹应力强度因子的有限元分析

对锪窝填充孔孔边角裂纹应力强度因子进行研究对提高结构安全性具有重要意义。根据飞机上常用的锪窝铆接典型结构,运用ANSYS软件对锪窝孔孔边角裂纹进行有限元分析,建立铆钉与锪窝孔接触模拟铆钉对锪窝孔的填充作用。计算得到含铆钉填充以及空孔时锪窝孔边不同裂纹尺寸下裂纹前缘的应力强度因子分布。对比分析结果表明：铆钉填充能显著降低锪窝孔边角裂纹的应力强度因子,提高结构寿命。     

承载紧固孔边应力强度因子

 <正> 1.孔边穿透裂纹应力强度因子 采用宽度修正系数FB(c/W),可得紧固件孔边裂纹的SIF式中f_1(α/R)、钉载作用时的FB(c/W)以及未开裂应力σ_Y(X)。对双向载荷下的宽度修正系数,采用文献的数据最小二乘拟合,得     

带锪窝紧固件孔边三维多裂纹扩展的计算分析

多孔元件是飞机结构中常见的结构细节,起始于多个紧固件孔边的多条三维裂纹的疲劳扩展预测是结构多部位损伤寿命评定的重点问题和技术难点。建立一种高效实用的三维多裂纹扩展数值分析方法,能够对萌生于带锪窝孔边的多条三维裂纹实施疲劳裂纹扩展中的有限元快速建模和自动网格更新,进行三维多裂纹扩展全程自动数值模拟,并利用净截面屈服作为判定最终失效的准则。通过单锪窝孔双边非对称裂纹两种开裂模式情况下的算例计算分析,并与试验实测结果对比,验证了本文扩展分析方法的有效性。