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霍文辉 《民用飞机设计与研究》2015,(1):47
原型飞机进行改型设计后,由于飞机的重量、重心变化,必将导致改型飞机起落架的载荷发生变化。应用细节疲劳额定值基本方法,利用原型飞机起落架的疲劳试验数据对改型飞机起落架的疲劳强度进行分析,称为起落架细节疲劳额定值方法。该方法较为简单、可靠、实用。 相似文献
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1结构细节腐蚀疲劳额定值的确定[1]试件的螺接件,板材为LC4CS,螺栓材料为30GrMnSiA。试件浸泡在3.5%NaCL溶液中。结构细节疲劳额定值的确定选用两点法,即在N95/95=105两边分别作一组试验(R=0.06)。表1给出了两级应力水平…。 相似文献
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飞机结构声疲劳分析与抗声疲劳设计 总被引:1,自引:0,他引:1
本文应用一种快速分析方法计算了多种飞机典型结构件。用不同结构形状的结构响应频率确定声谱和声疲劳累积损伤率。用一种DSR(细节声额定值)系统确定声疲劳品质。文章最后叙述了飞机结构的抗声疲劳设计。 相似文献
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以试验研究为基础,对飞机典型结构在人工加速环境条件下的疲劳性能进行研究,并采用结构细节疲劳额定值(DFR)方法对环境条件下的疲劳试验数据进行了处理。 相似文献
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应用模糊数学方法对常规疲劳可靠性分析方法无法处理的模11?性不确定性问题进行描述,以某型飞机前起落架为例,根据起落架的试验载荷谱进行疲劳损伤分析.在此基础上,建立了基于Miner线性疲劳累积损伤及模糊数学理论的"累积损伤一临界损伤"动态于涉模型,定量分析起落架可靠性随疲劳寿命的变化规律. 相似文献
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针对起落架相关结构,通过收集整理国内若干型号的载荷谱数据,对载荷谱特点进行了分析,包括应力比特征、谱中高载特征及大载荷循环对应的损伤分析等,明确了DFR相关参数及等幅载荷的确定方法,建立了适用于起落架相关结构的DFR方法。进行了前起落架支撑结构模拟试件的DFR基准值测试与分析,采用DFR方法进行了疲劳分析,给出了其满足使用寿命的初步结论。首次对DFR分析方法进行了试验验证,提出了试验验证的技术途径,针对前起落架支撑结构,进行了典型模拟试件在随机谱下的成组疲劳试验,通过试验安全寿命的对比分析,对DFR疲劳分析结果进行验证表明,在设计阶段采用DFR方法进行疲劳分析是可靠的。 相似文献
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依据疲劳分析中的细节疲劳额定值法,提出了一种针对纯剪状态下飞机典型壁板结构的屈曲疲劳分析方法。采用整体垫板形式设计典型壁板试验件,避免“对角拉”方式施加剪切载荷时的非关键区破坏;建立剪切屈曲疲劳状态下细节疲劳额定值的分析模型,并给以试验验证;分析结构屈曲疲劳破坏模式,给出结构破坏及裂纹扩展特征,为结构抗屈曲疲劳设计提供技术支持。结果表明:屈曲疲劳的破坏多由于铆钉处受弯曲应力和剪切应力双重影响造成;起裂裂纹沿着垂直于屈曲波的方向扩展,当裂尖靠近屈曲波中心时,扩展速率急速增长;结构屈曲临界载荷随循环次数的增加而减少;提出的屈曲疲劳分析模型是合理可行的,这为结构后屈曲状态下的疲劳评估提供一种便利的工程算法。 相似文献
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DFR法在结构疲劳优化设计中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了基于有限元分析的细节疲劳额定值(DFR)疲劳可靠性分析方法,将有限元分析与疲劳分析进行关联,编写基于有限元分析的DFR法分析软件(FEM-DFR),对试验件进行疲劳寿命分析,与试验对比吻合较好,验证了方法的准确性。在此基础上,针对疲劳优化周期长和效率低的问题,开发了集成Patran/Nastran、FEM-DFR和iSIGHT的疲劳优化平台,在此平台上完成了某型飞机作动筒支座细节的优化,该平台数据传输流畅、操作效率高、优化质量好,具有一定的工程应用价值。 相似文献
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雷腾 《西安航空技术高等专科学校学报》2012,(5):25-28
在对细节疲劳额定值(DFR)方法深入研究的基础上,对 MA700飞机机身蒙皮典型对接结构进行了疲劳寿命分析,确定了该结构的载荷传递及一系列修正系数,得到了结构疲劳寿命分析结果. 相似文献
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赵鑫 《民用飞机设计与研究》2021,(2):94-99
民用飞机气密腹板主要承受机舱内部的气密载荷,气密腹板在面外气密载荷循环作用下可能发生疲劳破坏,产生裂纹,为研究气密腹板的疲劳性能,提出了一种裂纹预测分析方法,并通过疲劳试验验证方法的可行性。根据飞机气密腹板结构的传力特征和试验测量结果,确定了气密腹板疲劳典型部位和循环受载严重工况。选取疲劳典型部位腹板格子(包含连接紧固件),以六面体单元为最小单元建立精细有限元模型,进行仿真分析,分析得到裂纹发生位置以及裂纹发生机理和实际检测结果一致。基于细节疲劳额定值(detailed fatigue rating,简称DFR)法和疲劳检查表,进行气密腹板疲劳寿命分析,采用NASGRO软件进行气密腹板裂纹扩展寿命分析,裂纹萌生并扩展到临界裂纹长度的疲劳试验循环次数接近裂纹发现时次数,且理论分析偏保守。 相似文献
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飞机结构关键件设计改进后的疲劳寿命评定技术 总被引:1,自引:0,他引:1
结合某型飞机重要疲劳关键件起落架梁设计改进后的寿命评定,建立了在不进行全尺寸试验的情况下,对设计改进结构进行寿命评定的方法。即在结构改进前后关键疲劳薄弱部位细节应力分析的基础上,通过该疲劳关键部位的模拟试件在改进前后应力谱下的寿命分析和疲劳对比试验,综合评定结构改进后的寿命增加系数,参照改进前该结构的全尺寸疲劳试验结果,确定设计改进后该关键件的疲劳寿命。用上述方法完成了对某型飞机重要疲劳关键件起落架梁改进后的寿命评定,其结果也应用到了该型飞机结构的定延寿。 相似文献
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在民用飞机生产过程中,存在紧固件孔进入对接结构R 区但换新超差结构较为困难的情形,对该类问题在R 区加弧形垫后,由于应力集中系数的变化及非标准连接,结构的疲劳品质会受到影响。本文通过疲劳试验研究对接结构高锁螺栓孔进R 区(平行载荷方向)加弧形垫对结构细节疲劳额定值的影响;在试验件设计时通过有限元法分析部分参数对结构应力集中的影响,根据有限元分析结论进行三组疲劳试验以得到相应的细节疲劳额定值修正系数,对试验结果与工程算法结果进行比较。结果表明:高锁螺栓孔进R 区的超差程度优于高锁螺栓HST12AG6 的孔进R 区1.0 mm,对接结构细节疲劳额定值下降在10% 以内;试验对照组的试验件破坏形式与参照组完全吻合,细节疲劳额定值差异在合理的范围内。 相似文献