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飞机结构细节疲劳寿命的应力场强法探析 总被引:1,自引:0,他引:1
研究应力场强法在飞机结构抗疲劳设计中的应用;论述飞机结构的典型细节模型;提出了对应于细节模型的应力场强法的疲劳寿命分析方法和相应的疲劳模拟试验件的设计方法.据此对一个飞机结构危险部位作了疲劳寿命分析和试验验证.分析和试验结果表明:提出的方法是合理的. 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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在概述新版CCAR-23部疲劳评定要求的基础上,对实现评定要求的设计准则与验证评定要求符合性的试验方法作了探讨。明确了评定要求不是针对定寿,而是用于保证安全,但必须在定寿基础上开展评定。对涉及飞枳.机.体与起落架结构的安全寿命设计、疲劳设计及耐久性设计准则,疲劳试验、耐久性试验及裂纹扩展寿命与剩余强度试验方法作了论述。同时,对疲劳寿命分散系数的确定作了说明。可供新型飞机研制开展疲劳评定参考,并为制定全尺寸飞机机体与起落架结构试验方案提供理论依据。 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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民机全机疲劳试验关系到适航取证和服役使用,为缩短疲劳试验时间,从载荷谱简化和试验过程提速两方面进行综合性加速技术研究。对细节疲劳额定值(DFR)法改进使之适用于全寿命区间后,基于改进DFR法提出了以损伤比为判断标准的载荷谱等损伤折算方法,通过小试验件验证了载荷谱简化方法的正确性,并将其应用于全机疲劳试验。载荷谱简化后各任务段的总循环次数大幅减少,采用简化谱的后机身试验损伤结果与原谱全机试验基本相同,说明了该方法适用于全机试验。在试验设计和实施阶段,提出了快速载荷处理的载荷整体平衡优化方法和缩短每循环加载时长的分段等速率加载优化方法,载荷处理结果误差均满足设计要求,优化后的平均每日起落数由48提高到90。 相似文献
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战斗机疲劳关键部位日历寿命难题的核心在于缺少具有普适性的日历寿命设计方法。为此,首先基于战斗机飞行载荷特征,分情况讨论了地面停放、低空飞行、高空飞行时环境对战斗机结构疲劳性能的影响。其次基于腐蚀条件下战斗机结构耐久性设计DFR法及疲劳损伤累积理论,建立了战斗机结构日历寿命分析模型,并从服役环境、飞机类型、材料及结构的角度分析了日历寿命影响因素。然后基于此模型建立了战斗机疲劳关键部位日历寿命设计方法,并且通过与传统日历寿命评定技术的对比及某型战斗机外翼2墙日历寿命设计示例,阐明此法的可行性、适用性及优越性。 相似文献
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DFR法在军机结构寿命分析中的重要作用 总被引:1,自引:0,他引:1
国内同行中有一种观点认为DFR法不适合军机结构,本文根据作者对军机结构疲劳寿命设计分析的多年工程实践,体会到DFR法不仅适用于民机结构,也适用于军机结构。为此,作者总结了DFR法在军机结构疲劳寿命分析中一系列成功应用范例,指出DFR法具有其他方法无法比拟的优越性:实用性、简捷性、可靠性和普遍性。 相似文献
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国外航空疲劳研究现状及展望 总被引:1,自引:0,他引:1
航空疲劳问题是影响在研/在役飞机性能的关键因素之一。以航空疲劳事故为线索,本文论述了航空结构强度设计理念的变革历程以及相应各时期的航空疲劳发展现状,并围绕21世纪以来国际航空疲劳界的关注热点,从结构长寿命设计、疲劳分析方法及工具、全尺寸结构疲劳试验技术、结构健康监测技术、老龄飞机延寿技术等五个方面阐述了航空疲劳工程领域的重大研究进展及方向。考虑目前航空疲劳工程中的问题及未来航空器的发展方向,从航空疲劳评定基础问题、长寿命设计应用问题、试验评估及数字化新技术等方面指出航空疲劳研究所面临的挑战,以满足现代飞机长寿命、轻质和高可靠性设计要求,为航空疲劳未来发展提供技术参考。 相似文献
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以确定性疲劳裂纹扩展分析为基础,推出了一种多裂纹扩展分析的新方法———变量优化法.给出了两种典型结构细节多裂纹扩展分析结果,结果表明:变量优化法比工程试凑法更有效,精度更高,比解非线性方程组法更符合工程实际,更容易被人们所接受。 相似文献
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本文论述了在疲劳可靠性分析和设计中求P-S_a-S_m-N曲面的必要性,探讨了P-S_a-S_m-N曲面一般形式的选择原则,提出了矩法和最大似然法两种疲劳试验方案,分别给出了根据试验所得的疲劳性能数据求P-S_a-S_m-N曲面的方法,并用实例加以说明。 相似文献
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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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腐蚀环境会加速裂纹扩展、改变结构原始疲劳质量,为进行腐蚀条件下飞机结构经济寿命评定,采用腐蚀条件下概率断裂力学方法和裂纹萌生方法对结构细节裂纹超越概率进行分析,采用二项分布得到指定使用时间下飞机结构关键件、单机和机群的功能失效概率,提出了腐蚀条件下的耐久性分析的功能失效概率控制方法,并对某型飞机结构进行了腐蚀条件下的经济寿命评定。 相似文献
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紧固连接是飞机中重要的结构连接形式,对于含大量紧固件的复杂连接或单、双剪混合连接结构,使用解析法准确地计算其内力分布非常困难。结合工程实例介绍一种基于有限元法的复杂连接结构疲劳特性的确定方法,通过有限元分析确定结构中的内力分布与钉传载荷,使用工程疲劳分析方法确定结构细节处的疲劳特征值DFR和可靠性寿命。 相似文献