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含多裂纹铝板的剩余强度评估 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种计算飞机多裂纹平板结构剩余强度的方法.该方法采用多裂纹结构中主裂纹旁的小裂纹的张开位移来预测剩余强度.裂尖张开位移和剩余强度通过应用弹塑性有限元获得.采用已发表的实验来应用和验证这个方法,结果表明:本模型预测的剩余强度与实验值相比误差在10%之内. 相似文献
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用Wu-Carlsson解析权函数法(WFM)求得了无限板孔边径向单裂纹和对称双裂纹的高精度解析权函数(WF)。分别用Shivakumar-Forman和Newman的解及基于复变函数泰勒级数展开的数值权函数WCTSE法结果,通过对相应格林函数(GF)的逐点比较验证了本文解析权函数的精度。该权函数不但精度高,而且作为裂纹长度的连续函数,能够高效准确地求解任意长度(a/R≤2)裂纹在任意复杂载荷作用下的断裂力学关键参量;且孔边单/双裂纹问题的权函数的形式和推导方法完全相同。作为示例,用该解析权函数计算了孔边裂纹在裂纹嘴楔形载荷、裂纹面幂函数,以及圆孔冷挤压残余应力等多种载荷形式下的应力强度因子。 相似文献
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多孔多裂纹平板的疲劳裂纹扩展试验与分析方法 总被引:2,自引:2,他引:0
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。 相似文献
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