民機金屬結構疲勞-損傷容限載荷譜加重研究.pdf

1、全尺寸飛機疲勞試驗周期對民機研發(fā)影響重大，各國都在不斷地探索和實踐各種方法和途徑，以達到縮短試驗周期的目的。本文以民機全尺寸結構疲勞加速試驗技術中的載荷譜加重為研究目標，從疲勞載荷譜加重、損傷容限載荷譜加重和廣布疲勞損傷容限載荷譜加重三個方面系統(tǒng)深入地研究，進行了典型金屬材料結構的載荷譜加重試驗及計算分析理論驗證。在此基礎上進一步開發(fā)建立了疲勞/損傷容限載荷譜加重分析軟件平臺，包括疲勞/損傷容限載荷譜加重壽命模型建立、原譜壽命預測和加重

2、系數(shù)選擇，為全尺寸飛機結構疲勞加速試驗提供理論和技術支持，具體內容如下：
　　(1)進行了飛機金屬結構疲勞/損傷載荷譜加重的試驗研究，完成了26件30CrMnSiNi2A材料的隨機疲勞載荷譜加重試驗，67件LY12_CZ材料的大、小壁板的單孔裂紋擴展的載荷譜加重試驗和18件LY12_CZ材料單排7孔的廣布疲勞損傷載荷譜加重試驗。
　　(2)開展了隨機載荷譜疲勞加重方法研究，基于結構細節(jié)疲勞特征值的當量名義應力法和局部應力應變

3、法兩種模型對隨機載荷譜壽命進行預測，采用疲勞載荷譜加重試驗對選用的材料參數(shù)和壽命預測模型進行了驗證，結果顯示結構細節(jié)疲勞特征值的當量名義應力法與局部應力應變法相比跟試驗結果具有更好的一致性。在此基礎上建立了疲勞載荷譜加重的疲勞壽命加重模型，根據(jù)疲勞壽命縮短試驗時間的比例，選擇合適的疲勞試驗加重系數(shù)，或者已知加重系數(shù)和加重譜疲勞壽命，估算原譜疲勞壽命。
　　(3)開展了單孔裂紋擴展載荷譜加重方法研究，應用 Paris模型和高載遲滯W

4、illenborg-Chang模型預測常幅譜和隨機譜裂紋擴展壽命，并與單孔裂紋擴展載荷譜加重試驗的臨界裂紋長度、裂紋擴展長度-循環(huán)數(shù)曲線和裂紋擴展壽命數(shù)據(jù)進行了對比驗證，結果顯示兩種模型計算結果和試驗值吻合得很好。在此基礎上建立了裂紋擴展壽命加重模型，根據(jù)裂紋擴展壽命縮短試驗時間的比例，選擇合適的裂紋擴展試驗加重系數(shù)，或者已知加重系數(shù)和加重譜裂紋擴展壽命，估算裂紋擴展的原譜壽命。在裂紋擴展載荷譜加重系數(shù)小于1.25時，小壁板和大壁板在常

5、幅譜和隨機譜下經(jīng)過歸一化處理后，隨著載荷系數(shù)的增加，無論是小壁板或大壁板，還是常幅載荷或隨機載荷譜，載荷加重系數(shù)-加重譜壽命/原譜壽命比曲線與載荷加重系數(shù)-原譜壽命/加重譜壽命比曲線都吻合得很好。根據(jù)這一結論，在進行大試件隨機載荷譜加重分析時，可應用相同材料與小尺寸裂紋結構形式相同的試件進行常幅載荷譜加重試驗分析來確定加重系數(shù)選擇模型和原譜裂紋擴展壽命預測模型，然后根據(jù)少量的大尺寸加重譜的裂紋擴展壽命試驗，確定原譜裂紋擴展壽命，減少試驗

6、的費用和時間。
　　(4)開展了廣布疲勞損傷容限載荷譜加重方法研究，裂紋尖端的應力強度因子增加相互影響因子參數(shù)，應用Paris模型和Willenborg-Chang模型預測廣布疲勞損傷的常幅譜和隨機譜裂紋擴展壽命，并和廣布疲勞損傷裂紋擴展載荷譜加重試驗裂紋擴展長度-循環(huán)數(shù)曲線和裂紋擴展壽命數(shù)據(jù)進行了對比驗證，結果顯示這兩種模型計算結果和試驗值吻合得很好。在此基礎上建立了廣布疲勞損傷載荷譜加重的多裂紋擴展壽命加重模型，根據(jù)多裂紋擴展

7、壽命縮短試驗時間的比例，選擇合適的多裂紋擴展試驗的加重系數(shù)，或者已知加重系數(shù)和加重譜多裂紋擴展壽命，估算多裂紋擴展的原譜壽命。在常幅譜和隨機譜下經(jīng)過歸一化處理后，當加重系數(shù)小于1.25時，載荷加重系數(shù)-加重譜壽命/原譜壽命比曲線和載荷加重系數(shù)-原譜壽命/加重譜壽命比曲線都吻合得很好。應用這個結論在進行廣布疲勞損傷隨機載荷譜加重分析時，可應用常幅載荷譜先進行加重試驗，確定加重系數(shù)選擇模型和原譜裂紋擴展壽命預測模型，然后根據(jù)少量的隨機譜的廣

8、布疲勞損傷加重試驗，確定原譜裂紋擴展壽命，減少試驗的費用和時間。
　　(5)在金屬結構疲勞/損傷容限載荷譜加重理論和試驗基礎上，建立了疲勞/損傷容限載荷譜加重系數(shù)選取和原譜疲勞/裂紋擴展壽命預測軟件平臺。該平臺采用C++語言，分為數(shù)據(jù)庫管理、疲勞載荷譜加重、損傷容限載荷譜加重、廣布疲勞損傷容限載荷譜加重和結果監(jiān)控五個模塊。在數(shù)據(jù)庫管理中包括文件名字、項目備注、載荷譜所在位置和模型參數(shù)等信息。疲勞載荷譜加重、損傷容限載荷譜加重和廣布