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飞机在服役过程中,结构损伤对其服役性能、运行寿命有着显著的影响,常见的结构损伤包括多部位损伤(Multi-site Damage,MSD)、外物损伤(Foreign Object Damage,FOD)和环境腐蚀损伤(Corrosion)。严重的损伤条件会削弱材料的抗拉、抗疲劳和抗腐蚀等性能,从而导致飞机结构服役寿命降低。本文针对不同的损伤条件,研究航空用2024-T3铝合金力学性能的变化及失效机理,对客观地评价航空铝合金耐损伤性能、延长飞机的服役寿命以及开发高性能航空铝合金具有重要的意义。在多部位损伤方面,主要针对交错铆钉孔排布方式及老龄飞机中常见的多部位损伤现象,研究这种损伤现象出现后飞机结构力学性能的变化。采用预制裂纹的方式模拟多部位损伤结构,基于实验测试、数值计算及有限元分析相结合的方式,通过非接触数字图像相关技术(Digital Image Correlation,DIC),从铆钉孔行距、孔列距、孔边裂纹方向三个层面对材料疲劳寿命和剩余强度的影响进行分析,结果表明参数符合飞机设计手册规定范围内的试样,其疲劳寿命和剩余强度均随着孔行距、孔列距的升高而增加,且模拟计算结果与实验数据吻合良好。在外物损伤方面,研究了不同冲击能量、冲头尺寸以及冲击物形状对2024-T3薄板疲劳寿命的影响。通过数字图像相关技术分析含冲击凹坑损伤结构在循环载荷作用下的应变场分布及疲劳裂纹萌生与扩展情况;基于非线性连续疲劳损伤模型提出了一个简化模型,对含冲击凹坑试样的疲劳寿命进行评价;采用ABAQUS/Explicit与Fe-safe相结合的方式对疲劳寿命进行预测。结果表明随着凹坑深度的增加,冲击后试样的疲劳寿命显著降低,简化模型和有限元仿真均有较为良好预测结果。在环境腐蚀损伤方面,研究了不同腐蚀介质及腐蚀液浓度下2024-T3的原位腐蚀-疲劳性能。通过自行设计开发原位腐蚀装置、搭建原位腐蚀疲劳试验平台,分别进行了原位盐雾和盐溶液的腐蚀疲劳试验,结果表明:对于原位盐雾疲劳试验,在2%~3.5%的低浓度范围内,盐雾造成的氢脆现象占主导,试样原位腐蚀-疲劳寿命降低;在3.5%~5%的相对高浓度范围内,盐颗粒和腐蚀产物引起的裂纹尖端闭合现象占主导,延缓了裂纹扩展行为,使疲劳寿命升高;而盐溶液中试样的低周疲劳寿命对浓度变化不敏感。