飛機(jī)蒙皮因受到剪力、彎矩和扭矩等多種形式載荷的共同作用,極易產(chǎn)生裂紋進(jìn)而引發(fā)斷裂失效�？紤]自然界存在大量抗疲勞生物原型,本文從仿生學(xué)角度出發(fā),結(jié)合斷裂力學(xué)分析方法提出了一種基于植物樹(shù)葉仿生結(jié)構(gòu)的飛機(jī)蒙皮用鋁合金裂紋阻滯方法,文章主要研究?jī)?nèi)容如下:根據(jù)植物葉脈的非線(xiàn)性拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)特點(diǎn),構(gòu)造基于植物樹(shù)葉的仿生裂紋阻滯強(qiáng)化結(jié)構(gòu)。通過(guò)結(jié)合Canny邊緣算子與霍夫變換,建立適用于樹(shù)葉主脈與二級(jí)脈特征的參數(shù)提取方法。按照Cantor三分集規(guī)則,在CT試樣裂紋前端構(gòu)造具有不同樹(shù)葉葉脈分形特征的仿生殘余應(yīng)力場(chǎng)。為了探討植物樹(shù)葉仿生強(qiáng)化方法對(duì)裂紋擴(kuò)展阻滯的影響機(jī)理,以2024航空合金CT試樣裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子為衡量指標(biāo),針對(duì)仿生殘余應(yīng)力場(chǎng)分布特點(diǎn),采用應(yīng)力外推法研究了裂紋從2mm擴(kuò)展至12mm期間不同分形參數(shù)下的裂紋阻滯效果。結(jié)果表明,仿生殘余應(yīng)力場(chǎng)強(qiáng)化后裂紋前端應(yīng)力強(qiáng)度因子得到有效下降,裂紋尖端塑性區(qū)尺寸存在不同程度擴(kuò)大現(xiàn)象,兩者變化趨勢(shì)相對(duì)應(yīng),揭示了引起仿生耦合應(yīng)力強(qiáng)度因子的下降機(jī)制。在分形角為45°時(shí),裂紋阻滯效果最佳,剩余壽命提升了63.16%。表明了所提方法對(duì)裂紋擴(kuò)展阻滯的有效性。最后以全尺寸飛...

【文章頁(yè)數(shù)】：71 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

圖2.3樹(shù)葉原始樣本所拍攝樹(shù)葉的圖像背景存在難以避免的光照不均現(xiàn)象，對(duì)葉脈提取工作造

圖2.4分離背景后的樹(shù)葉

圖2.5樹(shù)葉灰度圖及其灰度直方圖

圖2.7Threshold13，Radius4.2增強(qiáng)效果

本文編號(hào)：3889837