為提高復(fù)雜航空構(gòu)件疲勞壽命的分析精度,降低對(duì)試驗(yàn)的依賴(lài)程度,本文基于考慮局部應(yīng)力狀態(tài)的損傷力學(xué)理論,利用USDFLD子程序?qū)p傷控制方程嵌入ABAQUS中,對(duì)航空擋塊結(jié)構(gòu)的疲勞壽命進(jìn)行了預(yù)估仿真試驗(yàn),實(shí)現(xiàn)了評(píng)估復(fù)雜構(gòu)件裂紋萌生壽命的損傷力學(xué)-有限元分析方法,并與名義應(yīng)力法的分析結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。發(fā)現(xiàn)對(duì)于本次試驗(yàn)的預(yù)估,損傷力學(xué)法和名義應(yīng)力法計(jì)算壽命與試驗(yàn)平均壽命的相對(duì)誤差分別為6.9%和20%。因此,對(duì)于復(fù)雜結(jié)構(gòu)形式,損傷力學(xué)法具有更高的精度,可以大大減少疲勞試驗(yàn)數(shù)量。

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【部分圖文】：

圖8 循環(huán)次數(shù)N=5800時(shí)模型上的損傷分布云圖

通過(guò)計(jì)算，當(dāng)循環(huán)次數(shù)N=5800次時(shí)，模型上的損傷分布云圖如圖8所示，疲勞損傷主要集中在結(jié)構(gòu)中的倒圓區(qū)，呈中心大、兩邊小的分布狀態(tài)，最大損傷量為0.0135，與疲勞試驗(yàn)測(cè)得的倒圓區(qū)應(yīng)變分布情況一致，即邊緣位置的應(yīng)變較小、中心位置應(yīng)變較大；遠(yuǎn)離倒圓區(qū)的疲勞損傷逐漸減小，等效應(yīng)力小于....

圖9 危險(xiǎn)單元上的損傷演化曲線

圖8循環(huán)次數(shù)N=5800時(shí)模型上的損傷分布云圖4.3名義應(yīng)力法預(yù)估疲勞裂紋萌生壽命

圖1 擋塊試驗(yàn)件模型

飛機(jī)艙門(mén)通過(guò)艙門(mén)擋塊與機(jī)身相連，艙門(mén)所受到的增壓載荷及飛行載荷均通過(guò)艙門(mén)橫梁傳遞到擋塊上，并最終將載荷傳遞至機(jī)身。擋塊所承受的載荷為循環(huán)交變載荷，長(zhǎng)期服役中可能發(fā)生疲勞破壞，對(duì)飛機(jī)的飛行安全構(gòu)成潛在威脅，為獲得艙門(mén)擋塊疲勞性能，對(duì)某型號(hào)飛機(jī)的艙門(mén)擋塊進(jìn)行疲勞試驗(yàn)研究。飛機(jī)艙門(mén)擋塊....

圖2 試驗(yàn)件安裝圖

疲勞試驗(yàn)在INSTRON8801疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，試驗(yàn)機(jī)的最大載荷為10t，載荷精度為1%，疲勞載荷為恒幅正弦波載荷，峰值載荷為34.16kN，應(yīng)力比為0.06，加載頻率為10Hz。試驗(yàn)過(guò)程中通過(guò)帶測(cè)量功能的可放大500倍左右的視頻顯微鏡對(duì)試件表面進(jìn)行疲勞裂紋監(jiān)測(cè)，每隔5000次....

本文編號(hào)：4039908