点蚀疲劳寿命估的投影面积法.pdf

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南京航空航天大学硕士学位论文 摘 要 飞机结构上大量使用的铝合金材料对腐蚀介质是十分敏感的，腐蚀与疲劳 载荷的协同作用导致的腐蚀疲劳问题直接影响着飞机结构的完整性和使用安全 性。腐蚀损伤类型众多，点蚀是现役飞机结构主要的腐蚀损伤类型之一。飞机 结构分解检查和预腐蚀疲劳试验结果表明：疲劳裂纹萌生于蚀坑，结构表面出 现的点蚀坑缺口与结构疲劳寿命下降有密切的关系。因此点蚀疲劳寿命估算具 有重要的研究价值。 本文对现有的疲劳寿命估算模型进行了简要的回顾和总结。通过分析材料 腐蚀试验数据和退役飞机结构分解检查数据，研究了飞机铝合金结构点蚀坑的 几何尺寸。提出一种估算点蚀疲劳寿命的投影面积法。本方法选择点蚀坑的投 影面积作为腐蚀损伤特征量，，基于 Murakami 投影面积模型，给出一种疲劳缺 口系数计算公式，利用一般环境（干燥空气）中的S-N 曲线，按照名义应力法 估算点蚀坑结构的疲劳寿命。采用本方法预测了2024-T3 和7075-T6 两种铝合 金预腐蚀试件的疲劳缺口系数和腐蚀疲劳寿命。计算结果表明：预测值与试验 值的变化趋势一致，两者符合较好。 关键词：点蚀；预腐蚀；缺口效应；应力集中；腐蚀疲劳；疲劳寿命 I 点蚀疲劳寿命估算的投影面积法 Abstract The aluminium alloy widely used in the aircraft structures was sensitive to the corrosive environment and the synergetic effect of corrosion with fatigue loads has a direct influence on the aircraft structural integrality and safety. There were various types of corrosion damage and pitting corrosion is one of the main corrosion models on the aircraft structures in servicing. The study on the torn-down aircraft structures and pre-corroded fatigue experiments

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