【摘要】：耳片是航空飛機(jī)中重要的連接結(jié)構(gòu),但是由于耳片獨(dú)特的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)在飛機(jī)服役過(guò)程中極易產(chǎn)生疲勞裂紋。據(jù)有關(guān)部門(mén)估計(jì),孔邊裂紋大約占飛機(jī)疲勞裂紋總數(shù)的三分之一,因此對(duì)飛機(jī)耳片疲勞性能的研究有著重要的意義。本文以某型飛機(jī)典型耳片為研究對(duì)象,運(yùn)用有限元與試驗(yàn)相結(jié)合的方法分析了三種不同結(jié)構(gòu)下結(jié)構(gòu)參數(shù)變化對(duì)耳片的承載能力、疲勞壽命和疲勞裂紋擴(kuò)展壽命的影響規(guī)律。運(yùn)用ABAQUS軟件建立耳片拉伸力學(xué)模型,計(jì)算了各參數(shù)耳片的破壞載荷及破壞形式,與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析后得到,各類(lèi)型耳片破壞載荷隨著擠壓投影面積的增加而增大,但是耳片外緣夾角和底部倒角的變化對(duì)耳片破壞載荷不產(chǎn)生影響,各參數(shù)耳片破壞形式主要取決于擠壓投影面積。在耳片拉伸模型的基礎(chǔ)上建立峰值載荷下孔邊應(yīng)力的求解模型,并求解了不同擠壓投影面積類(lèi)型耳片的應(yīng)力集中系數(shù)。綜合試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值計(jì)算結(jié)果分析出耳片疲勞壽命隨著擠壓投影面積和外緣夾角的增加而增大且擠壓投影面積對(duì)耳片疲勞壽命的影響程度大于外緣夾角,耳片疲勞壽命不隨底部倒角的變化而變化,并且裂紋總是沿著各參數(shù)耳片的凈截面擴(kuò)展。在耳片拉伸模型的基礎(chǔ)上建立各類(lèi)型耳片疲勞裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子的求解模型,從解析法和試驗(yàn)結(jié)果兩方面驗(yàn)證了有限元模型的準(zhǔn)確性,并擬合了各類(lèi)型耳片中裂紋強(qiáng)度因子隨裂紋長(zhǎng)度變化的函數(shù)。最后運(yùn)用斷裂力學(xué)方法計(jì)算了各類(lèi)型耳片的疲勞裂紋擴(kuò)展壽命。結(jié)果表明疲勞裂紋擴(kuò)展壽命隨外緣夾的增加而迅速增大,擠壓投影面積和底部倒角對(duì)其幾乎不產(chǎn)生影響。
【圖文】：

沈陽(yáng)航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文第 2 章 試驗(yàn)設(shè)計(jì)及力學(xué)模型建立構(gòu)設(shè)計(jì)飛機(jī)中重要的連接件結(jié)構(gòu)具有多種結(jié)構(gòu)形式，本文針對(duì)某型的不同擠壓投影面積、不同外緣夾角、不同底部倒角這三種勞性能的影響。耳片的材料采用航空鋁合金 7B04，彈性模量，密度為 2.7957kg/m3，經(jīng)過(guò)熱處理后屈服強(qiáng)度為 496MPa,抗 為耳片試樣參數(shù)，為了保持耳片剪切面面積恒定,耳片剪切斷=15mm)。圖中 β 為耳片外緣夾角，D 為內(nèi)孔直徑，T 為耳片其中擠壓投影面積 Abr=D·T，，耳片的凈截面面積 At=(15-D/不變是文中典型耳片特點(diǎn)。

β=45°、R=8mm (e) Abr=90mm2、β=90°、R=4mm (f) Abr=90mm2、β=0°、R=8mm(g) Abr=90mm2、圖 2.2 不同結(jié)構(gòu)各參數(shù)耳片三維模型試驗(yàn)夾具設(shè)計(jì)介紹了耳片的三種結(jié)構(gòu)形式，本小節(jié)將根據(jù)試驗(yàn)過(guò)程中靜力及疲勞載具材料均選用 30CrMnSiA，材料的彈性模量為 210Gpa，泊松比為 耳片結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的夾具整體圖如圖 2.3 所示。設(shè)計(jì)的夾具包括 U 形鉤和夾緊組件。定位夾緊組件包括上下夾板，可拆卸螺栓連接結(jié)構(gòu)。其中形通槽：下夾板上表面有與試件下部分相配合的矩形定位槽；可拆卸分別開(kāi)設(shè)在上、下夾板的螺栓孔，以及用于連接所述螺栓孔的六角頭下夾板中心的矩形槽中如圖 2.4 所示。
【學(xué)位授予單位】：沈陽(yáng)航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類(lèi)號(hào)】：V215.5

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