基于材料塑性行為的隨動(dòng)強(qiáng)化模型的有限元分析.pdf

1、高強(qiáng)鋁合金材料中疲勞裂紋的擴(kuò)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(jì)是整個(gè)航空及航天飛行器設(shè)計(jì)的重要環(huán)節(jié)。隨著損傷容限概念在工程設(shè)計(jì)中的引入，使得在實(shí)際使用條件下預(yù)報(bào)疲勞裂紋擴(kuò)展壽命成為必需。本課題基于材料塑性行為的隨動(dòng)強(qiáng)化模型，應(yīng)用彈塑性有限元方法，研究壓載荷對(duì)高強(qiáng)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(jì)算結(jié)果預(yù)報(bào)實(shí)際使用條件下疲勞裂紋擴(kuò)展壽命。 主要進(jìn)行的研究工作包括：

2、1.建立了兩種型號(hào)(2024-T351不同長(zhǎng)度裂紋在應(yīng)力比R<0壓過(guò)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(qiáng)鋁合金板的有限元模型，并根據(jù)斷裂力學(xué)理論公式對(duì)高強(qiáng)鋁合金裂紋板有限元模型進(jìn)行優(yōu)化； 2.利用基于材料塑性行為的隨動(dòng)強(qiáng)化模型，研究了壓載荷對(duì)高強(qiáng)鋁合金疲勞裂紋尖端應(yīng)力場(chǎng)、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(guò)彈塑性有限元仿真計(jì)算結(jié)果得出，70

3、49-UA，R=-1條件下壓載荷部分對(duì)裂紋擴(kuò)展的影響率，進(jìn)而計(jì)算出整個(gè)加載周期的裂紋擴(kuò)展影響率。 4.通過(guò)裂紋擴(kuò)展影響率預(yù)報(bào)出7049-UA，R=-1條件下裂紋擴(kuò)展速率，并將預(yù)報(bào)結(jié)果與利用超高分辨率動(dòng)態(tài)掃描電鏡得出的相同條件下的裂紋擴(kuò)展速率進(jìn)行擬合分析。 研究結(jié)果表明，在相同應(yīng)力強(qiáng)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(duì)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(gè)加載參數(shù)來(lái)決