缺口悬臂梁振动疲劳裂纹扩展行为研究

V215.5; 航空飞行器在服役过程中会经受大量复杂的随机振动载荷,其结构易发生振动疲劳进而导致损伤甚至失效,造成严重损失.以铝合金悬臂梁结构件为对象,开展振动疲劳试验与理论分析,研究随机振动载荷下含裂纹梁的应力强度因子求解方法,提出一种基于Hudson理论的时域法,结合经典的Paris公式估算振动疲劳裂纹扩展寿命.结果表明:本文提出的基于Hudson理论的时域法的寿命预测结果优于试验对比估算结果,验证了该方法能够有效描述随机振动裂纹扩展行为....

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Published in航空工程进展 Vol. 15; no. 5; pp. 97 - 105
Main Authors 张博瑞, 白春玉, 李凯翔, 宋巧治, 马玉娥
Format Journal Article
LanguageChinese
Published 中国飞机强度研究所 强度与结构完整性全国重点实验室,西安 710065%西北工业大学 航空学院,西安 710072 01.10.2024
Subjects
裂纹扩展
random vibration
life prediction
随机振动
疲劳损伤
crack growth
Hudson理论
fatigue damage
Hud-son's theory
stress intensity factor(SIF)
应力强度因子
寿命估算
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Summary:V215.5; 航空飞行器在服役过程中会经受大量复杂的随机振动载荷,其结构易发生振动疲劳进而导致损伤甚至失效,造成严重损失.以铝合金悬臂梁结构件为对象,开展振动疲劳试验与理论分析,研究随机振动载荷下含裂纹梁的应力强度因子求解方法,提出一种基于Hudson理论的时域法,结合经典的Paris公式估算振动疲劳裂纹扩展寿命.结果表明:本文提出的基于Hudson理论的时域法的寿命预测结果优于试验对比估算结果,验证了该方法能够有效描述随机振动裂纹扩展行为.
ISSN:1674-8190
DOI:10.16615/j.cnki.1674-8190.2024.05.09