基于材料塑性行為的隨動強化模型的有限元分析.pdf

1、高強鋁合金材料中疲勞裂紋的擴展是導(dǎo)致航空及航天飛行器破壞的重要因素之一。航空及航天飛行器的抗疲勞設(shè)計是整個航空及航天飛行器設(shè)計的重要環(huán)節(jié)。隨著損傷容限概念在工程設(shè)計中的引入，使得在實際使用條件下預(yù)報疲勞裂紋擴展壽命成為必需。本課題基于材料塑性行為的隨動強化模型，應(yīng)用彈塑性有限元方法，研究壓載荷對高強鋁合金材料中疲勞裂紋尖端參數(shù)的影響，并根據(jù)有限元仿真計算結(jié)果預(yù)報實際使用條件下疲勞裂紋擴展壽命。 主要進行的研究工作包括：

2、1.建立了兩種型號(2024-T351不同長度裂紋在應(yīng)力比R<0壓過載條件下和7049-UA不同應(yīng)力加載應(yīng)力比R=0，-1條件下)具有中心穿透裂紋高強鋁合金板的有限元模型，并根據(jù)斷裂力學(xué)理論公式對高強鋁合金裂紋板有限元模型進行優(yōu)化； 2.利用基于材料塑性行為的隨動強化模型，研究了壓載荷對高強鋁合金疲勞裂紋尖端應(yīng)力場、裂紋尖端位移(COD)、裂紋尖端塑性區(qū)以及裂尖塑性應(yīng)變的影響； 3.通過彈塑性有限元仿真計算結(jié)果得出，70

3、49-UA，R=-1條件下壓載荷部分對裂紋擴展的影響率，進而計算出整個加載周期的裂紋擴展影響率。 4.通過裂紋擴展影響率預(yù)報出7049-UA，R=-1條件下裂紋擴展速率，并將預(yù)報結(jié)果與利用超高分辨率動態(tài)掃描電鏡得出的相同條件下的裂紋擴展速率進行擬合分析。 研究結(jié)果表明，在相同應(yīng)力強度因子條件下，壓應(yīng)力的大小是決定裂紋尖端參數(shù)的主要因素，最大壓載荷的越大，壓載荷對疲勞裂紋尖端參數(shù)的影響越明顯；裂尖參數(shù)主要由兩個加載參數(shù)來決