【摘 要】
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为提高复杂航空构件疲劳寿命的分析精度,降低对试验的依赖程度,本文基于考虑局部应力状态的损伤力学理论,利用USDFLD子程序将损伤控制方程嵌入ABAQUS中,对航空挡块结构的疲劳
【机 构】
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中航西飞民用飞机有限责任公司 710089 西安太原理工大学材料强度与结构冲击山西省重点实验室 030024 太原;航空工业集团西飞公司 710089 西安;
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为提高复杂航空构件疲劳寿命的分析精度,降低对试验的依赖程度,本文基于考虑局部应力状态的损伤力学理论,利用USDFLD子程序将损伤控制方程嵌入ABAQUS中,对航空挡块结构的疲劳寿命进行了预估仿真试验,实现了评估复杂构件裂纹萌生寿命的损伤力学-有限元分析方法,并与名义应力法的分析结果进行了对比.发现对于本次试验的预估,损伤力学法和名义应力法计算寿命与试验平均寿命的相对误差分别为6.9％和20％.因此,对于复杂结构形式,损伤力学法具有更高的精度,可以大大减少疲劳试验数量.
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