题目：基于损伤力学的某型飞机结构件冲击疲劳寿命预估

本文致力于研究使用损伤力学方法来预估某型飞机结构件的冲击疲劳裂纹萌生寿命，为该结构件的抗疲劳设计与等效疲劳试验提供理论依据和分析方法，同时在一定程度上发展了损伤演化方程和冲击疲劳寿命预估方法。首先，简要说明了某型飞机结构件的几何与物理参数，交待了待分析研究的各种载荷工况。随后针对给定的对称与非对称两种载荷工况类型应用ANSA 软件建立了对称与非对称两个三维有限元模型，并根据实际情况合理简化了边界条件的加载，通过算例说明了使用MPC 单元加载可以模拟接触边界条件，从而大大减少计算量。使用ANSYS 软件分析得到了结构件在各载荷工况下的线弹性应力和响应，确定了结构件的危险点。其次，采用损伤力学—有限元法预估飞机结构件在各给定载荷工况下的疲劳裂纹萌生寿命。根据损伤力学构建一种满足热力学的不可逆条件的整式形式的损伤演化方程，将冲击响应看作载荷谱，得到了针对冲击疲劳问题的周期型的损伤演化方程，基于该损伤演化方程导出了预估冲击和非冲击疲劳寿命的损伤力学闭合解法和数值解法。根据标准试件疲劳试验数据，识别了损伤演化方程中的各材质参数，并且说明了使用闭合解法识别的材质参数可应用于数值解法。对于危险点进入塑性区的情况，根据弹塑性应变能等效原理进行弹塑性修正，避免了非线性弹塑性计算。基于计及损伤耦合效应的损伤力学—变刚度有限元法，使用FORTRAN 语言编写软件，建立了预估构件在各种载荷作用下疲劳裂纹萌生寿命的数值计算平台。在该平台下利用ANSYS 软件提供的二次开发接口调用其求解器来计算结构件的应力应变场，最终得到了结构件在各给定载荷工况作用下疲劳裂纹萌生寿命的闭合解和数值解。最后，利用本文提出的冲击疲劳寿命预估方法，以悬臂欧拉梁为例，研究了材料阻尼对冲击疲劳裂纹萌生寿命的影响。给出了阻尼比与损伤力学闭合解得到的疲劳裂纹萌生寿命的关系。