基于裂纹闭合模型的三维裂纹疲劳扩展分析
发布时间：2021-09-25 14:04
航空结构中存在大量的三维形式裂纹,如角裂纹,表面裂纹等。对含有三维裂纹的结构进行疲劳裂纹扩展分析和疲劳寿命预测在飞机结构损伤容限设计中至关重要。然而,谱载荷下三维裂纹的疲劳扩展及寿命预测至今未能得到很好的解决,原因在于用于进行疲劳扩展分析以及寿命预测的材料疲劳性能参数均是根据标准疲劳实验数据获得的,而实际三维裂纹尖端的三维应力状态不同于标准试验件中穿透裂纹尖端的应力状态,因此现有的材料疲劳性能数据不能直接应用于三维裂纹疲劳扩展及疲劳寿命分析。因此,本文基于三维疲劳断裂理论,对三维疲劳裂纹扩展做了以下工作:1.基于有限元软件ABAQUS计算了含穿透直裂纹有限宽度平板裂尖的应力强度因子,并得到了裂尖应力强度因子沿板厚方向的变化趋势。标准疲劳试验得到的裂纹扩展速率曲线依赖于试样厚度和应力比。为了得到只和材料本身相关的疲劳性能参数,采用疲劳裂纹闭合模型中提出的有效应力强度因子的概念,对不同试样厚度、不同应力比下的裂纹扩展曲线进行处理,将这些曲线统一到同一条曲线上,从而得到只和材料本身相关的疲劳性能参数。对2.3 mm厚的2024-T3铝合金试样在应力比分别为0.05和-1的情况下的疲劳裂纹扩展...
【文章来源】：南京航空航天大学江苏省 211工程院校
【文章页数】：87 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
飞机水平尾翼的疲劳裂纹萌生位置及疲劳裂纹断面形貌
?芯苛俗楹显际?в?筒牧隙狭讶托灾?涞墓叵怠Ｍ?1.2 线弹性和弹塑性疲劳断裂理论从二维向三维发展的示意图1.2.2 三维疲劳裂纹扩展和寿命预测研究现状工程结构在实际的服役过程中承受的载荷一般是循环载荷。最新的飞机结构设计思想，损伤容限设计的观点认为：工程结构中或结构所使用的材料中原本就含有如空穴、裂纹等各种缺陷。结构的有效服役寿命是由一条假设尺寸的裂纹，或者采用无损检测等方法检测得到初始尺寸的裂纹在服役载荷下扩展到导致结构破坏的临界尺寸值所需的载荷循环的次数[38]。自从 Irwin 在研究裂纹问题中提出裂纹端部场的应力强度因子概念，裂纹端部场得到了准确描述，引发了对线弹性断裂力学的大量研究，许多研究人员采用断裂力学理论来描述裂纹在疲劳载荷作用下的扩展行为。在循环载荷的作用下，疲劳裂纹扩展速率（即尺寸为 a 的穿透裂纹在一个载荷循环作用下增加的长度，用 da/dN 表示）是描述疲劳裂纹扩展行为最基本的参数。1963 年，Pairs 和 Erdogan[39]根据已有的对疲劳裂纹扩展研究的文献以及疲劳裂纹扩展实验的数据发现，应力强度因子 K 控制着裂纹扩展速率。这一重大发现将断裂理论成功地应用到金属疲劳问题中，引发了大量的后续相关研究工作。Pairs 和 Erdogan 根据大量的疲劳裂纹实验数据提
基于裂纹闭合模型的三维裂纹疲劳扩展分析力比循环载荷作用下材料疲劳裂纹扩展速率的经验公式，即 Paris 公式( )ndaC KdN C 和n 是根据具体的疲劳裂纹扩展试验数据拟合得到的材料参数； K 的应力强度因子的幅值。is 公式描述的 da / dN ~ K 曲线画在双对数坐标系中，疲劳裂纹扩展速 的直线。然而，对比 Paris 公式给出的疲劳裂纹扩展速率和实际实验中该公式只在一定的应力强度因子范围内有效。根据疲劳试验测得的疲劳发现，实际的裂纹扩展过程可以大致分为三个阶段：即裂纹低速扩展，速扩展。图 1.3 所示的即为典型的真实疲劳裂纹扩展速率曲线。
【参考文献】：
期刊论文
[1]基于遗传规划算法的不同应力比下不同厚度7050铝合金疲劳裂纹扩展寿命预测[J]. 罗豪鑫,陈传勇,刘建中,张丽娜. 材料科学与工程学报. 2017(01)
[2]三维裂纹端部应力场的三参数描述及等效厚度概念[J]. 佘崇民,赵军华,于培师,郭万林. 中国科学:物理学 力学 天文学. 2014(01)
[3]复杂环境下的三维疲劳断裂[J]. 郭万林. 航空学报. 2002(03)
[4]航空结构损伤容限设计中的三维问题[J]. 郭万林. 航空学报. 1995(02)
博士论文
[1]含曲线裂纹结构的三维断裂与疲劳裂纹扩展模拟研究[D]. 于培师.南京航空航天大学 2010
[2]宏观结构的三参数三维断裂研究[D]. 赵军华.南京航空航天大学 2008
硕士论文
[1]谱载三维疲劳裂纹扩展研究[D]. 顾绍景.南京航空航天大学 2011
[2]疲劳寿命预报统一方法中的载荷次序问题研究[D]. 陈峰落.中国舰船研究院 2011
本文编号：3409871
【文章来源】：南京航空航天大学江苏省 211工程院校
【文章页数】：87 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
飞机水平尾翼的疲劳裂纹萌生位置及疲劳裂纹断面形貌
?芯苛俗楹显际?в?筒牧隙狭讶托灾?涞墓叵怠Ｍ?1.2 线弹性和弹塑性疲劳断裂理论从二维向三维发展的示意图1.2.2 三维疲劳裂纹扩展和寿命预测研究现状工程结构在实际的服役过程中承受的载荷一般是循环载荷。最新的飞机结构设计思想，损伤容限设计的观点认为：工程结构中或结构所使用的材料中原本就含有如空穴、裂纹等各种缺陷。结构的有效服役寿命是由一条假设尺寸的裂纹，或者采用无损检测等方法检测得到初始尺寸的裂纹在服役载荷下扩展到导致结构破坏的临界尺寸值所需的载荷循环的次数[38]。自从 Irwin 在研究裂纹问题中提出裂纹端部场的应力强度因子概念，裂纹端部场得到了准确描述，引发了对线弹性断裂力学的大量研究，许多研究人员采用断裂力学理论来描述裂纹在疲劳载荷作用下的扩展行为。在循环载荷的作用下，疲劳裂纹扩展速率（即尺寸为 a 的穿透裂纹在一个载荷循环作用下增加的长度，用 da/dN 表示）是描述疲劳裂纹扩展行为最基本的参数。1963 年，Pairs 和 Erdogan[39]根据已有的对疲劳裂纹扩展研究的文献以及疲劳裂纹扩展实验的数据发现，应力强度因子 K 控制着裂纹扩展速率。这一重大发现将断裂理论成功地应用到金属疲劳问题中，引发了大量的后续相关研究工作。Pairs 和 Erdogan 根据大量的疲劳裂纹实验数据提
基于裂纹闭合模型的三维裂纹疲劳扩展分析力比循环载荷作用下材料疲劳裂纹扩展速率的经验公式，即 Paris 公式( )ndaC KdN C 和n 是根据具体的疲劳裂纹扩展试验数据拟合得到的材料参数； K 的应力强度因子的幅值。is 公式描述的 da / dN ~ K 曲线画在双对数坐标系中，疲劳裂纹扩展速 的直线。然而，对比 Paris 公式给出的疲劳裂纹扩展速率和实际实验中该公式只在一定的应力强度因子范围内有效。根据疲劳试验测得的疲劳发现，实际的裂纹扩展过程可以大致分为三个阶段：即裂纹低速扩展，速扩展。图 1.3 所示的即为典型的真实疲劳裂纹扩展速率曲线。
【参考文献】：
期刊论文
[1]基于遗传规划算法的不同应力比下不同厚度7050铝合金疲劳裂纹扩展寿命预测[J]. 罗豪鑫,陈传勇,刘建中,张丽娜. 材料科学与工程学报. 2017(01)
[2]三维裂纹端部应力场的三参数描述及等效厚度概念[J]. 佘崇民,赵军华,于培师,郭万林. 中国科学:物理学 力学 天文学. 2014(01)
[3]复杂环境下的三维疲劳断裂[J]. 郭万林. 航空学报. 2002(03)
[4]航空结构损伤容限设计中的三维问题[J]. 郭万林. 航空学报. 1995(02)
博士论文
[1]含曲线裂纹结构的三维断裂与疲劳裂纹扩展模拟研究[D]. 于培师.南京航空航天大学 2010
[2]宏观结构的三参数三维断裂研究[D]. 赵军华.南京航空航天大学 2008
硕士论文
[1]谱载三维疲劳裂纹扩展研究[D]. 顾绍景.南京航空航天大学 2011
[2]疲劳寿命预报统一方法中的载荷次序问题研究[D]. 陈峰落.中国舰船研究院 2011
本文编号：3409871
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