摘要：冲击凹坑的回弹特性对飞机复合材料结构低速冲击损伤的目视检出概率有至关重要的影响。采用T800碳纤维/M21环氧树脂复合材料单向预浸丝束自动铺贴和热压罐固化工艺制造了层压板试件。试件引入1 mm左右的冲击凹坑后分成4组,分别在室温环境、湿热环境、重复载荷及湿热和重复载荷联合作用的条件下测量冲击凹坑在不同时间的回弹量,以研究湿热环境和重复载荷对冲击凹坑回弹的影响。结果表明:湿热环境可显著提高冲击凹坑的末期回弹量,但其影响过程较缓慢,因而对凹坑初始回弹速率影响不显著;重复载荷也可提高冲击凹坑末期回弹量,但其影响相对较小,其使冲击凹坑的初始回弹速率有明显提高;湿热环境和重复载荷联合作用对冲击凹坑末期回弹量的影响高于重复载荷和湿热环境的单独影响,凹坑初始回弹速率与重复载荷单独影响下几乎相同。

摘要：直升机金属动部件的表面缺陷是其重要的疲劳破坏源。首先收集并统计分析了直升机铝合金关键动部件表面冲击凹坑缺陷的深度数据,结果发现其深度尺寸服从正态分布,并以90%的缺陷尺寸覆盖率为依据确定了冲击凹坑缺陷的标准尺寸。采用有限元方法结合连续损伤力学理论对一种航空常用铝合金材料(2A12)的冲击凹坑形成和疲劳起裂寿命进行了研究,并通过疲劳试验结果验证了方法的合理性。研究表明合理的冲击凹坑缺陷疲劳寿命分析必须考虑缺陷局部的残余应力和塑性应变的影响。

摘要：金属结构的表面缺陷(如冲击、刮蹭等造成的损伤)可能会严重影响到其疲劳寿命,缺陷处的局部残余应力测定对缺陷处起裂寿命评估具有重要参考意义。采用有限元方法模拟了2A12铝合金冲击凹坑缺陷的产生和凹坑处的显微压痕试验,以此为依据评估了采用Lee模型计算缺陷处残余应力的精度。结果表明:凹坑底部残余应力(接近等轴情况)估算值与有限元模拟的标准值相比误差在6%以内;而凹坑边缘的残余应力(非等轴情况)估算值与有限元模拟的标准值之间的误差接近25%,通过对非等轴Lee模型进行修正,可将凹坑边缘残余应力的估算误差缩小到8%之内。

摘要：基于连续损伤力学理论,对2A12铝合金冲击局部损伤及后继疲劳寿命进行了研究。首先采用有限元方法模拟了冲击过程,获得冲击凹坑局部的残余应力场与塑性应变场;然后根据残余应力状态选取疲劳破坏的危险点,通过Lermaitre塑性损伤模型得到危险点的初始损伤;最后根据修正的Chaboche疲劳损伤模型估算疲劳寿命。通过与相关的试验结果进行对比验证,表明连续损伤力学结合有限元分析方法可有效评估金属结构冲击损伤及后继疲劳寿命。