加筋板多处损伤疲劳裂纹扩展研究

给出加筋板多处损伤裂纹扩展的预测计算和试验,其目的是研究飞机真实结构--加筋板多裂纹扩展的预测计算方法.用Walker裂纹扩展方程和Willenborg-Chang裂纹扩展模型为根据,并在每个载荷循环都考虑裂纹之间的相互影响.用循环接循环进行裂纹累积,用虚拟施加剩余强度载荷和裂尖韧带塑性区连通判据确定临界裂纹尺寸.文中给出典型随机谱下加筋板多裂纹扩展计算预测,并给出初始裂纹和剩余强度载荷的改变对临界裂纹尺寸和扩展寿命的影响,也给出在恒幅谱及程序块谱载荷下加筋板多裂纹的扩展试验以及试验与计算的比较.     

飞机铝合金壁板结构广布疲劳多裂纹扩展与剩余强度研究

随着航空工业的发展,飞机经过长时间服役,其广布疲劳损伤带来的飞机服役可靠性问题日益受到关注。针对飞机铝合金壁板结构开展了疲劳裂纹扩展试验与剩余强度拉伸试验,以及数值仿真研究,并采用塑性区连通准则、表观断裂韧性准则、净截面屈服准则和韧带平均应力准则4种典型的多裂纹连通准则对其剩余强度进行了对比分析。结果表明：随着疲劳裂纹的逐渐扩展,裂纹尖端应力强度因子逐渐增大,裂纹扩展速率逐渐增大。对于含多裂纹的铝合金壁板结构,建立剩余强度与裂纹总长度的关系更能准确体现机身壁板在实际服役过程中的剩余强度变化。与其他3种准则相比,塑性区连通准则可以控制含等长度裂纹与非等长度裂纹的铝合金壁板结构剩余强度的预测结果与试验结果的相对误差在5%以内,是4种准则中预测精度最高的,因此,塑性区连通准则对飞机铝合金壁板结构广布疲劳损伤设计具有良好的指导意义。     

广布疲劳损伤加筋板结构剩余强度分析

广布疲劳损伤（widespread fatigue damage,WFD）对老龄飞机是非常重要的问题。文中用工程方法和有限元方法计算含广布疲劳损伤（WFD）加筋板的剩余强度,完成3种类型9件加筋板的剩余强度试验。计算结果和试验结果比较吻合,能满足工程精度的要求。结果还表明,WFD明显降低了加筋板的剩余强度。     

压应力对长短疲劳裂纹尖端塑性区影响的有限元分析

应用弹塑性有限元方法,研究压应力对长短疲劳裂纹塑性区的影响.分别建立两个具有长短中心穿透裂纹高强铝合金板的有限元模型,进行拉压加载模拟分析.结果表明,压应力对长短疲劳裂纹尖端塑性区有显著影响,相同的应力强度因子条件下,在一个拉一压加载周期,当拉载荷减小到零时裂纹尖端应力不为零,裂纹尖端应力对裂尖的挤压作用产生反向塑性区,裂尖反向塑性区随压应力的增加而增加,压应力的大小是决定裂纹尖端塑性区大小的主要因素,压应力对短裂纹的影响比长裂纹大.     

典型机翼整体壁板止裂特性分析及优化设计

通过断裂力学的方法,应用大型有限元软件,分析典型加筋机翼整体壁板几何参数对止裂特性的影响.对各种参数下多筋条铝合金整体加筋壁板,裂纹从断裂筋条下向两侧均匀扩展的开裂模式,进行剩余强度的计算.采用遗传算法对典型加筋整体壁板参数进行优化设计,该计算与设计是根据中心加强件断裂的蒙皮双跨裂纹最大损伤范围的建议进行的.其能找出满足裂纹处在双跨筋条间距以内被有效止裂的条件下,使结构重量最轻的参数,为保证剩余强度下进行结构减重设计提供参考.     

含裂纹结构剩余强度的一种估算方法

剩余强度分析对结构断裂安全性评价十分重要。现有的剩余强度分析方法中,Feddersen工程分析法具有代表性,它对简单含裂纹结构比较有效。但这类方法一般需要预先得到弹性断裂应力的连续曲线,才有可能进行短裂纹阶段的弹塑性修正和长裂纹时的净截面屈服修正,使用不方便,有时甚至不适用。本文认为含裂纹结构的破坏是静力学模式破坏和断裂力学模式破坏共同作用的结果,从而建议一种结构剩余强度的实用估算方法。通过表观断裂韧度准则确定的弹性断裂强度和净截面全面屈服后的静力学破坏强度的结合,估算剩余强度许用值。该方法可以方便地估算任意时刻的剩余强度。分别进行含中心裂纹的有限宽板和含裂纹耳片结构的剩余强度试验,并与估算结果进行比较,表明本文方法预测精度良好,有望推广到其他结构形式。文中强调,表观断裂韧度Kapp值的合理与否对估算结果有明显影响。     

基于统一强度理论的断裂准则

基于统一强度理论,在小范围屈服条件下,推导Ⅰ、Ⅱ复合型裂纹裂尖塑性区范围的统一解析解。给出不同拉压比α、泊松比υ、中间主应力影响参数b以及裂纹倾角β下的一族塑性区形状与大小的轨迹,讨论以上参数对裂尖塑性区变化的影响。最后基于裂纹尖端塑性区的解析解,提出了一种复合型裂纹断裂准则,分析了裂纹倾角与初始断裂角的关系。结果表明,该准则预测结果比其它准则更精确,与试验结果吻合得非常好。     

复合材料桨叶蒙皮层间裂纹的应力强度因子求解方法研究

蒙皮分层是复合材料桨叶疲劳破坏的主要形式.文中以应力强度因子为蒙皮分层扩展参数,应用准三维方法及复合材料桨叶结构模型,推导带预扭角的直升机桨叶蒙皮的三维应力-应变关系;同时依据各向异性体界面断裂力学,分析蒙皮存在初始裂纹时裂尖的振荡性,并采用相互积分法给出应力强度因子的求解方法,最后通过数值算例论证文中的方法是可行的.     

复合型裂纹小范围屈服下裂尖塑性区统一解

采用俞茂宏统一强度理论,推导Ⅰ、Ⅱ复合型裂纹在小范围屈服条件下裂尖塑性区尺寸的统一解析解.给出材料参数在不同拉压比α、泊松比v和中间主应力影响参数b下的一族裂尖塑性区形状与大小的轨迹.讨论以上参数对裂尖塑性区变化的影响,其中拉压比α对塑性区影响较大,α≠1导致塑性区在裂纹上下表面处不连续,b=0和b=1分别对应裂尖塑性区的上限、下限边界.同Tresca准则、Mises准则的解进行比较分析,已有解均是它的特例或线性逼近,该理论解具有理论的统一性和对不同材料的普适性.     

一种加筋板多裂纹应力强度因子的试验验证方法

给出一种加筋板多裂纹应力强度因子试验验证方法,是基于等幅载荷下裂纹扩展速率反推得到的.该方法不仅能确定复杂问题的应力强度因子,而且能验证确定加筋板多裂纹应力强度因子的类比法.进行LY12CZ铝合金加筋板多裂纹裂纹扩展试验,给出试验验证反推应力强度因子的方法及过程.并给出用类比法近似计算的结果和试验验证结果及平均值.同时也指出这一方法可解决复杂问题应力强度因子的确定,但裂纹扩展速率存在一定的分散性.得到的结果表明试验验证方法和类比法对于确定加筋板多裂纹应力强度因子是可用的.     

Durability of riveted joints of the fuselage skin

Experimental studies of the fatigue and durability of panels forming a longitudinal lap joint of the fuselage skin are considered. Correction factors for calculating strain intensities, panel durability until crack formation, the duration of the process of fatigue crack growth until damage to panels, and criteria of their residual strength are given.     

Residual stresses in friction stir welded parts of complex geometry

Residual stresses play a key role on the mechanics underlying the fatigue crack growth propagation of welded joints. Indeed, compressive residual stresses may induce a beneficial enhancement of the fatigue life under loading condition whereas tensile residual stresses may act to increase the stress distribution at crack tip, resulting in a life-threatening condition of the welded structure. In-process distortion and final geometry of welded joints are also affected by residual stresses. In this paper, the longitudinal residual stress distributions in friction stir welding (FSW) joints were investigated for butt and skin–stringer geometries, including lap and T configurations. To measure residual stresses, the cut-compliance and the inverse weight-function methodologies were adapted for skin–stringer FSW geometries via finite element analysis. AA2024-T4 and AA7075-T6 aluminum alloys were used to weld dissimilar skin–stringer joints whereas butt joints were made of AA2024. The effect of most relevant process parameters as well as the cooling during welding process was also investigated for a better understanding of welding residual stresses. Our findings suggest that FSW of complex skin–stringer geometries produces higher residual stresses than those of butt joints, and that the cooling water flux further reduces residual stresses. Changes of process parameters did not affect markedly residual stress distribution.     

基于断裂力学的多部位损伤结构的剩余强度分析方法研究

老龄飞机中由于多裂纹的产生将导致结构剩余寿命大幅削减。针对如飞机机舱上布有沿纵向铆钉接头的隔板结构,文中给出一种分析多部位损伤结构剩余强度的方法。裂纹扩展模型是分析的基础,文中对两类(单参量和三参量)扩展模型进行讨论,给出裂纹在增量载荷下萌生与稳定扩展的处理方法。基于Irwin和Dugdale裂尖张开位移模型与Swift准则,给出较为完整的分析多部位损伤(multiple site damage,MSD)结构剩余强度的方法。最后,通过对飞机压力舱上的沿纵向铆钉接头的模拟计算,对文中方法进行验证。由分析结果可知,采用文中方法计算得到的剩余强度值与试验值符合得较好,该方法能较为准确有效地对复杂MSD结构的剩余强度进行分析。     

Elastoplastic fracture of a perforated stringer plate

The development of a crack in an isotropic perforated stringer plate, weakened by a periodic system of straight-linear cracks originating from the contours of holes, is considered. The plate material is considered elastoplastic. The relation to the residual plate strength is found using the deformation fracture criterion.     

老龄飞机多部位损伤结构的剩余强度研究

对老龄飞机的多部位损伤壁板进行剩余强度估算时,应同时考虑裂纹间的相互影响和裂纹的扩展问题。基于Dugdale型裂纹的Swift连通准则,结合扯裂断裂准则,论文提出了应用应力函数交互迭代方法来研究MSD壁板的剩余强度问题,并做了算例阐明。本文所提方法的分析结果与试验值相比平均相对误差和标准差分别为-1.46%和0.069,符合得较好。     

Effect of Lack of Penetration on the fatigue strength of high strength steel butt weld

Fatigue tests are performed to evaluate the fatigue strength of high strength steel containing partial penetration butt weld and full penetration butt weld. The influence of the unwelded ligament (Lack of Penetration) in the partial penetration welds on the fatigue life is analyzed for various LOP sizes. For full penetration welds, the fatigue crack initiated at the weld toe and propagated to the HAZ. For partial penetration welds, however, the fatigue cracks initiated at the LOP section and propagated to the weld metal (or weld toe) for the considered LOP sizes (from 2mm to 4mm) reducing the fatigue strength. Consequently, the increament of the LOP size yield in the fatigue life degradation by some extent.