【摘 要】
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在航空航天飞行器工作过程中,复杂的动应力引起的高周疲劳在结构疲劳失效问题中占很大比例。研究发现飞行器在工作环境下会受到多轴振动载荷的激励,从而引起结构的复杂振动响应,最终造成结构的振动疲劳破坏。本文针对典型的多轴振动引起的结构疲劳失效问题开展研究,提出工程适用的多轴振动疲劳寿命预估方法。在多轴激励下,可以用仿真分析得到结构主应力与主应力方向随时间的变化历程,以损伤量为权系数函数对投影方向进行加权平
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在航空航天飞行器工作过程中,复杂的动应力引起的高周疲劳在结构疲劳失效问题中占很大比例。研究发现飞行器在工作环境下会受到多轴振动载荷的激励,从而引起结构的复杂振动响应,最终造成结构的振动疲劳破坏。本文针对典型的多轴振动引起的结构疲劳失效问题开展研究,提出工程适用的多轴振动疲劳寿命预估方法。在多轴激励下,可以用仿真分析得到结构主应力与主应力方向随时间的变化历程,以损伤量为权系数函数对投影方向进行加权平均,可以确定等效的临界面的方向,并计算出疲劳寿命。本文主要对此方法与技术开展研究,完成了以下工作:针对多轴载荷附加强化效应,利用正应力临界面法计算疲劳寿命,并借助应力下非比例加载下加载路径的修正因子,对薄壁圆管的非比例加载拉扭试验进行寿命预估,验证了其有效性;在多轴随机振动下,针对LY12-CZ薄板试件的试验进行疲劳试验的时域寿命分析,利用三角级数模拟与雨流计数,验证了多轴随机振动下的正应力临界面法的有限性与适用性;在频域下,利用正应力功率谱密度对铝合金LY12-CZ薄板试件的多轴随机振动进行频域寿命分析,验证正应力临界面法在频域内的有效性与适用性;针对九宫格壁板结构,将各疲劳寿命预估方法的分析结果进行对比,验证了基于正应力临界面疲劳寿命预测的有效性。
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