机翼结构件的疲劳测试
在交变载荷作用下,在机翼腹板结构件表面粘贴应变花,实时监测疲劳试验时试件的应力应变状况,采用X射线确定了疲劳破坏后的试件表面和内部裂纹的大小与位置,分析了结构件结构损伤的部位和损伤程度,预测了结构件的裂纹扩展寿命。测试结果表明:在40kN正弦交变压缩载荷作用下,试件的疲劳寿命约为100万次,符合疲劳寿命分布预期1万~100万次;疲劳试验测得的应力与理论计算结果有相近的变化趋势,误差约为10%;高锁螺栓和薄板断裂破坏是该处过大的栽荷和绕z轴的弯矩共同导致的;估算的疲劳裂纹扩展寿命为10183次。
机翼结构件、疲劳破坏、裂纹检测、寿命预测
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V215.5(基础理论及试验)
国家自然科学基金项目51075327;陕西省教育厅科学研究计划项目12JK0661,12JK0680
2013-03-16(万方平台首次上网日期,不代表论文的发表时间)
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