為提高復雜航空構(gòu)件疲勞壽命的分析精度,降低對試驗的依賴程度,本文基于考慮局部應(yīng)力狀態(tài)的損傷力學理論,利用USDFLD子程序?qū)p傷控制方程嵌入ABAQUS中,對航空擋塊結(jié)構(gòu)的疲勞壽命進行了預估仿真試驗,實現(xiàn)了評估復雜構(gòu)件裂紋萌生壽命的損傷力學-有限元分析方法,并與名義應(yīng)力法的分析結(jié)果進行了對比。發(fā)現(xiàn)對于本次試驗的預估,損傷力學法和名義應(yīng)力法計算壽命與試驗平均壽命的相對誤差分別為6.9%和20%。因此,對于復雜結(jié)構(gòu)形式,損傷力學法具有更高的精度,可以大大減少疲勞試驗數(shù)量。

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圖8 循環(huán)次數(shù)N=5800時模型上的損傷分布云圖

通過計算，當循環(huán)次數(shù)N=5800次時，模型上的損傷分布云圖如圖8所示，疲勞損傷主要集中在結(jié)構(gòu)中的倒圓區(qū)，呈中心大、兩邊小的分布狀態(tài)，最大損傷量為0.0135，與疲勞試驗測得的倒圓區(qū)應(yīng)變分布情況一致，即邊緣位置的應(yīng)變較小、中心位置應(yīng)變較大；遠離倒圓區(qū)的疲勞損傷逐漸減小，等效應(yīng)力小于....

圖9 危險單元上的損傷演化曲線

圖8循環(huán)次數(shù)N=5800時模型上的損傷分布云圖4.3名義應(yīng)力法預估疲勞裂紋萌生壽命

圖1 擋塊試驗件模型

飛機艙門通過艙門擋塊與機身相連，艙門所受到的增壓載荷及飛行載荷均通過艙門橫梁傳遞到擋塊上，并最終將載荷傳遞至機身。擋塊所承受的載荷為循環(huán)交變載荷，長期服役中可能發(fā)生疲勞破壞，對飛機的飛行安全構(gòu)成潛在威脅，為獲得艙門擋塊疲勞性能，對某型號飛機的艙門擋塊進行疲勞試驗研究。飛機艙門擋塊....

圖2 試驗件安裝圖

疲勞試驗在INSTRON8801疲勞試驗機上進行，試驗機的最大載荷為10t，載荷精度為1%，疲勞載荷為恒幅正弦波載荷，峰值載荷為34.16kN，應(yīng)力比為0.06，加載頻率為10Hz。試驗過程中通過帶測量功能的可放大500倍左右的視頻顯微鏡對試件表面進行疲勞裂紋監(jiān)測，每隔5000次....

本文編號：4039908