連接件疲勞壽命分析的改進(jìn)SSF法.pdf

1、由于航空連接件中孔的大量存在,使得連接區(qū)成為在疲勞載荷作用下疲勞破壞發(fā)生的主要部位,而連接件的破壞又會導(dǎo)致整個結(jié)構(gòu)傳力功能的破壞,因此連接件的壽命很大程度上決定了整架飛機(jī)的壽命,準(zhǔn)確地計算連接區(qū)的疲勞壽命具有十分重要的意義。借鑒以往學(xué)者對連接件孔應(yīng)力集中的研究成果,本文對連接件疲勞壽命分析的應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)(SSF)法模型中兩個問題進(jìn)行了研究和改進(jìn)。
　　 采用二維有限元法對連接件的受載孔附近進(jìn)行了細(xì)致的分析,得到二維情況下孔邊應(yīng)力

2、分布。按照連接件疲勞破壞現(xiàn)象,將SSF法中的擠壓應(yīng)力集中系數(shù)從最大應(yīng)力位置處修正到了垂直于總體載荷方向處,并給出了修正后的擠壓應(yīng)力集中系數(shù)Ktb擬合公式。
　　 采用三維彈性接觸有限元分析,計算得出了三維情況下連接件的孔邊應(yīng)力分布情況,引入三維應(yīng)力集中與二維應(yīng)力集中之間的折算系數(shù)γ,得到了垂直于總體載荷方向處的擠壓分布系數(shù),并給出了修正后的擠壓分布系數(shù)θ擬合公式。
　　 運用修正的擠壓應(yīng)力集中系數(shù)Ktb、擠壓分布系數(shù)θ及