缺口悬臂梁振动疲劳裂纹扩展行为研究

航空飞行器在服役过程中会经受大量复杂的随机振动载荷,其结构易发生振动疲劳进而导致损伤甚至失效,造成严重损失。以铝合金悬臂梁结构件为对象,开展振动疲劳试验与理论分析,研究随机振动载荷下含裂纹梁的应力强度因子求解方法,提出一种基于Hudson 理论的时域方法,结合经典的Paris 公式估算振动疲劳裂纹扩展寿命。
结果表明：本文提出的基于Hudson 理论的时域法的结果与试验对比估算结果良好,验证了该方法能够有效的描述随机振动裂纹扩展行为。