干涉预应力及其在拉伸大载下变化规律研究Ξ.PDFVIP

第 15 卷 　第 1 期 实 　验 　力 　学 Vol. 15 　No. 1 2000 年 3 月 JOURNAL OF EXPERIMENTAL MECHANICS Mar. 2000 　 ( ) 文章编号 2000 干涉预应力及其在拉伸大载下变化规律研究 1 2 1 郭兰中 , 邢文珍 , 王春升 ( 1. 兰州工业高等专科学校 ,兰州 730050 ; 2. 西北工业大学 ,西安 710072) 摘要 : 借助于莫尔方法 ,本文对厚度 6mm 、干涉量 3. 1 %情况下的航空用硬铝合金 LY12CZ 板销钉干涉配合预应力及其在 35 %σ , 45 %σ , 55 %σ 的拉伸载荷下的变 0. 2 0. 2 0. 2 化规律进行了实验研究. 研究显示, 在 3. 1 %干涉水平下, 干涉配合适宜在中等及其以 下的拉载环境中工作. 当载荷水平等于或大于 55 %σ 时, 预应力的稳定性较差, 不利 0. 2 于抑制疲劳裂纹的萌生. 关键词 : 干涉配合 ; 预应力 ; 实验研究 中图分类号: V215. 1 　　　文献标识码 : A 1 　引言 ( ) 　　疲劳破坏是结构破坏的主要形式. 强化技术 Fatigue Life Enhancement Technique 能在不增 加结构重量 ,不改变结构形式及剖面尺寸的前提下 ,通过强化工艺方法抑制裂纹萌生 ,较大幅 ( ) [1 ] 度的提高结构的疲劳寿命 裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命 ,是实现飞机长寿命、高可靠性、 低维修成本的重要手段之一. 干涉配合是强化技术的重要组成部分. ( 但是 ,干涉配合强化所造成的干涉应力 即无外载荷作用 ,销钉与孔处于干涉配合状态时 ) 的孔边应力 在载荷的作用下及所加载荷卸去后能否保持稳定 ,也即干涉配合强化延长结构疲 劳寿命的效果是否有削弱 ? 不同外载下预应力的变化规律有何异同 ? 这些问题的研究 ,对于 有目的地去选择工艺参数 ,准确地预测结构疲劳寿命是十分重要的. 这一课题的理论计算工作 已取得了一定的进展[2 ,3 ] ,但是实验研究工作还存在明显的不足 ,也使得理论计算结果缺乏可 [4 ] 供验证的依据. 本文采用莫尔法 对厚度为 6mm 的航空用硬铝合金LY12CZ 板销钉干涉孔两 边应变、应力进行了实验检测 , 目的在于用足够精确的应变检测手段和合理的应力转换方法, 推算孔边径向应力 σ、切向应力 σ分别在销钉打入后、施加单向拉伸载荷时、拉伸载荷卸去后 r θ 收稿日期 :; 修订日期 :