基于损伤力学的复杂航空构件疲劳寿命预估

发布时间：2025-04-15 02:11

　　 为提高复杂航空构件疲劳寿命的分析精度,降低对试验的依赖程度,本文基于考虑局部应力状态的损伤力学理论,利用USDFLD子程序将损伤控制方程嵌入ABAQUS中,对航空挡块结构的疲劳寿命进行了预估仿真试验,实现了评估复杂构件裂纹萌生寿命的损伤力学-有限元分析方法,并与名义应力法的分析结果进行了对比。发现对于本次试验的预估,损伤力学法和名义应力法计算寿命与试验平均寿命的相对误差分别为6.9%和20%。因此,对于复杂结构形式,损伤力学法具有更高的精度,可以大大减少疲劳试验数量。

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【部分图文】：

图8 循环次数N=5800时模型上的损伤分布云图

通过计算，当循环次数N=5800次时，模型上的损伤分布云图如图8所示，疲劳损伤主要集中在结构中的倒圆区，呈中心大、两边小的分布状态，最大损伤量为0.0135，与疲劳试验测得的倒圆区应变分布情况一致，即边缘位置的应变较小、中心位置应变较大；远离倒圆区的疲劳损伤逐渐减小，等效应力小于....

图9 危险单元上的损伤演化曲线

图8循环次数N=5800时模型上的损伤分布云图4.3名义应力法预估疲劳裂纹萌生寿命

图1 挡块试验件模型

飞机舱门通过舱门挡块与机身相连，舱门所受到的增压载荷及飞行载荷均通过舱门横梁传递到挡块上，并最终将载荷传递至机身。挡块所承受的载荷为循环交变载荷，长期服役中可能发生疲劳破坏，对飞机的飞行安全构成潜在威胁，为获得舱门挡块疲劳性能，对某型号飞机的舱门挡块进行疲劳试验研究。飞机舱门挡块....

图2 试验件安装图

疲劳试验在INSTRON8801疲劳试验机上进行，试验机的最大载荷为10t，载荷精度为1%，疲劳载荷为恒幅正弦波载荷，峰值载荷为34.16kN，应力比为0.06，加载频率为10Hz。试验过程中通过带测量功能的可放大500倍左右的视频显微镜对试件表面进行疲劳裂纹监测，每隔5000次....

本文编号：4039908