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随机谱中小幅载荷对裂纹扩展寿命的影响 总被引:4,自引:0,他引:4
采用7050-T7451铝合金标准中心裂纹拉伸试样进行随机谱载荷下的疲劳裂纹扩展试验,研究在不同低载截除水平、不同裂纹参考长度下,裂纹扩展寿命及其分散性的变化。采用F检验法,对不同载荷谱下的裂纹扩展寿命的方差及相同载荷谱,不同裂纹长度的寿命的方差进行检验。分析表明,第一级和第二级截除水平下的裂纹扩展寿命的分散性没有显著差别,当载荷截除水平提高到最大幅值载荷的21%时,寿命分散性显著变大;相同载荷谱下,不同裂纹长度对应的扩展寿命的分散性没有显著差别。试验结果也表明,本文所考察的3个水平的小幅值载荷对裂纹扩展寿命的均值有显著影响;因此,在损伤容限和可靠性分析中,这些小幅值载荷是不可忽略的。 相似文献
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飞机谱载荷下裂纹扩展的三维约束效应 总被引:5,自引:2,他引:5
研究裂纹端部三维应力约束、塑性约束和位移约束等对谱载疲劳裂纹扩展的影响。用适于三维应力状态的修正条带屈服模型 ( Modified Strip Yield Model)计算与裂纹扩展有关的三维约束因子。利用所得约束因子的理论解改进 NASA多年来发展的 FASTRAN-II寿命预测软件 ,使其避免了依赖经验确定的约束因子进行寿命预测的局限 ,仅利用一组常幅疲劳裂纹扩展数据和材料的常规机械性能便可预测飞机谱载下的裂纹扩展寿命。对多种谱型、应力水平、过载比和材料的组合情况进行了分析 ,预测寿命与试验结果吻合很好 ,证明本文方法和改进软件可以用于实际结构的寿命预测。 相似文献
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低载截除作为飞机结构疲劳载荷谱简化的重要内容之一,可以大幅节省疲劳试验的时间与成本,然而目前对于低载截除水平的选取尚无公认的标准方法。本文对文献中已有的低载截除水平进行广泛地搜集,将低载截除水平划分为基于材料疲劳极限与基于谱最大载荷的两种选取方式,探究两种选取方式之间的联系,建立低载截除水平关系模型。结果表明:两种低载截除水平选取方式本质上是一致的,基于谱最大载荷的选取方式结合了飞机载荷与结构材料的特点,是对基于材料疲劳极限选取方式的延伸,所建立的低载截除水平关系模型能够为实际工程中疲劳载荷谱简化时低载截除水平的确定提供参考。 相似文献
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复杂环境下的三维疲劳断裂 总被引:6,自引:0,他引:6
以三维弹塑性断裂理论为基础,对复杂载荷、复杂环境作用下的金属材料和结构的疲劳、断裂的若干关键问题进行了概要分析。给出了由材料性能试验的标准试样结果预测结构中一般形态缺陷的三维破坏的最新结果,获得了对不同载荷条件下腐蚀疲劳裂纹扩展的统一描述,介绍了由裂纹扩展基准曲线预测谱载腐蚀疲劳裂纹扩展寿命的最新进展,对结构服役寿命/日历寿命研究方法作了探讨。 相似文献
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机身壁板是飞机结构中的主要承力构件,也是损伤的主要产生部位,研究机身加筋壁板的裂纹扩展规律和剩余强度特性具有重要意义。在轴向拉伸载荷作用下,对含环向裂纹的机身加筋壁板进行损伤容限试验;利用ANSYS有限元软件对试验件进行应力强度因子分析,估算裂纹扩展寿命;基于线弹性断裂力学准则和线弹性断裂力学加塑性修正准则,计算剩余强度特征曲线,并对比分析计算结果和试验结果。结果表明:计算得到的裂纹扩展寿命与试验结果的相对误差为6.3%,满足工程要求;线弹性断裂力学加塑性修正准则估算的剩余强度更为合理,误差仅为2.6%,且偏安全。 相似文献
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《西安航空技术高等专科学校学报》2020,(1)
为了研究飞机蒙皮谱载疲劳裂纹扩展情况,建立含裂纹蒙皮有限元模型,利用FRANC3D裂纹分析软件计算蒙皮三维裂纹前缘应力强度因子,研究不同网格参数对计算结果的影响,并与解析解进行比较,确定裂纹前缘网格参数取值范围,然后对蒙皮表面裂纹在随机疲劳载荷谱下的裂纹扩展过程进行分析,得出裂纹扩展长度-载荷循环次数曲线,该曲线对于采用数学模型评估结构剩余寿命方面具有一定的参考价值。 相似文献
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通过断裂性能试验确定了某型直升机部件金属材料的断裂韧性和裂纹扩展门槛值,采用多元线性回归方法拟合得到裂纹扩展速率方程的材料常数。采用不同的裂纹分析方法进行了损伤容限分析。研究结果表明:对此型直升机部件的金属材料来讲,应力强度因子变程门槛值对应的应力比上截止限取0.7是合理的;低于安全疲劳极限的小载荷对裂纹扩展寿命有较大影响,尤其是按安全疲劳极限截除小载荷对裂纹扩展寿命的影响是非常显著的,当截除标准低于0.8倍的安全疲劳极限时,裂纹扩展寿命的差别不是很显著。 相似文献
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弯曲载荷下薄壁结构疲劳裂纹扩展性能 总被引:1,自引:0,他引:1
对某飞机座舱盖侧型材与锁环连接部位的疲劳裂纹扩展性能进行了研究。该结构区别于常见薄壁结构的特征是承受较大的弯曲载荷,使得利用薄板I型裂纹扩展的常用方法进行寿命分析会产生较大的误差。为了研究弯曲载荷下薄壁结构的疲劳裂纹扩展性能,开展了带孔板和侧型材结构模拟件的疲劳裂纹扩展试验。通过有限元仿真分析,研究了弯曲载荷对裂尖应力强度因子的影响,提出了一种当量应力强度因子变程公式;对本文所涉及的2种类型受弯曲载荷作用的试件,裂纹扩展寿命预测结果与试验吻合较好。研究表明,在相同的名义应力和裂纹长度下,薄板受弯时裂纹应力强度因子、裂纹扩展速率远低于受拉的情况;结构受到弯曲载荷时,锁环对连接部位的应力有显著的抑制作用,可以减缓疲劳裂纹的扩展;此外,合理的结构设计能够增加关键部位受弯时的疲劳裂纹扩展寿命。 相似文献
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运输机随机载荷谱的简化和浓缩 总被引:1,自引:0,他引:1
以100次飞行为基础编出的随机谱的数据仅需以1000次飞行为基础编出谱的1/10,但裂纹扩展试验寿命相差不到10%。浓缩谱,只含少数循环,数据比以100次飞行为基础编出的随机谱少90%以上,但是,无论是这两种谱的裂纹扩展试验寿命,还是计算寿命,相差都不超过15%。 相似文献
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本文根据过载迟滞效应中产生推迟延缓的机理,得出了计算推迟延缓参数的公式。提出了对拉伸过载和拉-压过载作用下的裂纹扩展计算模型。用本模型可以计算复杂谱载荷作用下的疲劳裂纹扩展寿命。本文计算了几种材料在不同加载条件下的迟滞效应。计算了飞机机翼加劲板和飞机起落架旋转臂在复杂谱载荷作用下的疲劳裂纹扩展寿命。计算结果与实验结果相当符合。 相似文献
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主起落架完成3倍目标寿命疲劳试验后,进行分解检查时发现上转轴的一个孔边缘及孔内壁出现了裂纹,该上转轴共经历了4倍目标寿命疲劳试验,材料为30CrMnSiNi2A超高强度钢。通过外观检查、残余应力测试、断口宏微观观察、能谱分析、金相检验、硬度测试和化学成分分析等方法,对上转轴的开裂原因进行了分析。采用疲劳断口定量分析方法反推上转轴的裂纹萌生寿命,并给出疲劳裂纹扩展速率与裂纹长度之间的关系曲线。结果表明:该上转轴裂纹的性质为高周疲劳开裂,其裂纹萌生于2倍目标寿命+5个加载谱块之前;上转轴开裂原因与轴孔安装过紧进而承受较大载荷谱应力、源区侧表面损伤和残余应力共同作用有关。通过加强装配过程控制、提高表面处理,上转轴已完成安全寿命试验(即7倍目标寿命)。 相似文献
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腐蚀严重危害飞机结构的安全。为了研究腐蚀对裂纹扩展的影响,完成了3种加载频率下的腐蚀疲劳裂纹扩展试验,并与实验室空气环境下的试验结果进行了比较。研究了加载频率对腐蚀疲劳裂纹扩展率的影响。结果表明,腐蚀减少了结构的裂纹扩展寿命,但频率对结构的裂纹扩展速率没有明显的影响。 相似文献