【摘 要】
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在飞机的服役过程中,结构损伤对其运行寿命与服役性能均有重要影响,常见的结构损伤包括外物损伤（Foreign Object Damage）、多部位损伤（Multi-site Damage）等。严重时,会对材料的抗拉、抗疲劳性能产生明显的削弱,进一步导致飞机结构服役寿命的降低。本文关注以2198铝锂合金作为蒙皮主要材料的,以国产C919为代表的一系列新型机型在经历一定飞行循环后的疲劳问题。本文基于数字
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在飞机的服役过程中,结构损伤对其运行寿命与服役性能均有重要影响,常见的结构损伤包括外物损伤（Foreign Object Damage）、多部位损伤（Multi-site Damage）等。严重时,会对材料的抗拉、抗疲劳性能产生明显的削弱,进一步导致飞机结构服役寿命的降低。本文关注以2198铝锂合金作为蒙皮主要材料的,以国产C919为代表的一系列新型机型在经历一定飞行循环后的疲劳问题。本文基于数字图像相关技术（Digital Image Correlation,DIC）,关注于以在役2198铝锂合金为材料的板材在多种损伤耦合情况下的疲劳损伤行为及机制。在外物损伤方面:首先研究了不同冲头类型、不同冲击能量对含预制裂纹2198-T8板材疲劳性能的影响;其次探究了冲头尺寸、冲击能量和铆钉孔尺寸对耦合损伤试样的疲劳性能影响。最后通过DIC技术对疲劳循环载荷下试样表面轴向应变分布及裂纹扩展进行表征;采用ABAQUS/Explicit与Fe-Safe相结合方法进行疲劳寿命预测。结果表明:（1）锥形冲头造成的冲击损伤会大幅度降低试样疲劳寿命,并且在相同冲击能量下的试样剩余疲劳寿命关系为U形＞半球形＞锥形冲头;（2）半球形、U形冲头在冲击能量为5J情况下造成的冲击损伤使冲击凹坑附近塑性变形区域发生局部硬化,形成塑性区抑制效应进而小幅延长试样疲劳寿命达12.09%;（3）耦合损伤试样中,铆钉孔造成的结构不连续性与凹坑损伤在疲劳失效过程中存在竞争关系,并且对受同类型冲头冲击的试样,其发生疲劳断裂位置转换的临界局部塑性应变率与铆钉孔孔径相关,且该临界值随孔径呈增长趋势。疲劳寿命预测结果呈保守且分布于二倍分散带中,误差均低于14.00%,进而证明采用ABAQUS与Fe-Safe相结合的方法进行疲劳寿命预测的结果是可靠的。在多部位损伤方面:主要研究了铆钉孔板材在划痕损伤、预疲劳损伤、多孔径不同排布方式下的力学性能。通过疲劳试验、模拟仿真和数值计算相结合的方法:首先探究划痕尖端角度、长度和深度对材料疲劳性能的影响;其次研究预疲劳加载比例对材料剩余强度的影响;最后分析多孔径铆钉孔排布对试样疲劳寿命的影响。结果表明:（1）由模拟仿真结果可知,划痕尺寸参数对标准化相对应力集中系数的影响顺序为:划痕长度＞划痕深度＞划痕尖端角度;由疲劳结果可知当划痕深度超出规定范围即0.15mm后,试样疲劳断口位置由铆钉孔截面断裂转化为划痕截面且疲劳寿命发生大幅度降低;另一方面当划痕深度不变时,试样疲劳寿命随划痕长度增长而降低;（2）预疲劳损伤试样在预疲劳加载比例达到80%后,其剩余强度较无预疲劳损伤试样发生55.2%的陡降,并综合考虑剩余强度、剩余应变和材料参数关系后进行拟合,得到拟合优度达到99.9%的剩余强度退化公式;（3）单孔双预制裂纹试样在单轴疲劳加载下的疲劳裂纹扩展由“I型扩展模式”逐渐转化为“I+II型复合扩展模式”,采用修正后应力强度因子公式对多孔径铆钉孔排布试样进行疲劳寿命预测,预测结果保守且最大误差在7%以内。
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