飛機結構多位置損傷分析的權函數(shù)法與剩余強度預測.pdf

1、多位置損傷因嚴重威脅飛機結構的飛行安全而在國內外現(xiàn)代大型運輸類飛機結構損傷容限設計和適航審定中受到高度關注。多位置損傷問題的分析非常復雜，常規(guī)理論解法往往受限，目前主要依賴有限元等數(shù)值方法。
　　 本文基于權函數(shù)理論，首次提出并發(fā)展了針對多位置損傷分析的權函數(shù)解法，求解了多位置損傷的各類斷裂力學參數(shù)，并對結果進行了廣泛驗證。在此基礎上，結合裂紋張開位移準則，采用本文發(fā)展的權函數(shù)法，對含有四類多位置損傷的飛機用鋁合金有限寬薄板的裂

2、紋擴展過程和剩余強度進行了模擬、預測和實驗驗證。從而，為飛機結構多位置損傷問題的求解探索出一條高效可靠的新路。
　　 本文完成的主要研究工作和取得的重要進展如下:
　　 1、用權函數(shù)法分析了特殊共線多裂紋問題，包括:無限寬板周期性共線裂紋、兩條等長共線裂紋和有限寬板三條裂紋塑性區(qū)連通問題。把這些裂紋構型處理成單裂紋，采用單裂紋的權函數(shù)法，解得這三類裂紋受任意載荷下的應力強度因子、裂紋張開位移及Dugdale條帶屈服模型的

3、塑性區(qū)尺寸和裂尖張開位移。廣泛的對比分析結果表明:權函數(shù)法計算結果與現(xiàn)有精確解和有限元解非常吻合。
　　 2、針對不能處理成單裂紋問題的多位置損傷構型，提出了一般共線多裂紋的權函數(shù)解法，發(fā)現(xiàn)了一般共線裂紋與已有單裂紋的權函數(shù)表達式之間的重要差別。在此基礎上推導出無限寬板三條共線裂紋的權函數(shù)，進而通過簡單積分，求得三條任意長共線裂紋受任意載荷下的應力強度因子、裂紋位移以及條帶屈服模型塑性區(qū)尺寸和裂尖張開位移。
　　 3、針

4、對無限寬板、半無限寬板和有限寬板共線多裂紋的Dugdale條帶屈服模型，提出了基于單裂紋權函數(shù)的“統(tǒng)一”分析方法。采用該方法分析計算了無限寬板、半無限寬板和有限寬板含兩條和三條共線裂紋的斷裂力學參量以及韌帶彈性區(qū)的應力分布，計算結果與現(xiàn)有精確解和有限元解非常吻合。該方法簡單、高效、可靠、適用范圍廣。
　　 4、開展了2024-T3鋁合金薄板在C(T)和M(T)兩種試樣下的基本力學性能和裂紋擴展臨界裂尖張開角試驗研究;對含有二、三

5、、五、七條裂紋的四類多裂紋有限寬薄板試樣進行了穩(wěn)態(tài)裂紋擴展全過程跟蹤和剩余強度試驗。通過對多裂紋構型參數(shù)進行優(yōu)化設計，成功實現(xiàn)了多位置損傷各種斷裂模式，為權函數(shù)法用于韌帶斷裂和剩余強度評定提供了重要的試驗依據(jù)。
　　 5、采用本文建立的多位置損傷分析的權函數(shù)法和裂紋張開位移準則，對含有四類多裂紋2024-T3鋁合金有限寬薄板在靜拉伸載荷下的多裂紋擴展和剩余強度進行了預測。理論預測的穩(wěn)態(tài)裂紋擴展行為、韌帶斷裂載荷和剩余強度與實測值