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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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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
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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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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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起落架结构典型细节耐久性分析方法 总被引:1,自引:0,他引:1
阐述了军、民用飞机起落架结构典型细节耐久性分析方法。与以前常规分析方法不同的是,用本方法可以给出带95%可靠度、95%置信度的典型细节可靠性寿命。 该方法的关键在于如何确定细节的疲劳额定值PLE,为了开拓此方法,本文根据波音手册如何确定疲劳额定值的原则,用全尺寸起落架疲劳试验的数据结合疲劳最危险情况载荷谱当量一级化处理及试验可靠性处理等手段,给出要分析的主要构件典型细节的PLE值,从而解决了问题的关键。 经过理论推导,给出了军、民机起落架都适用的标准S—N曲线方程,只要代入各自的参数就可直接进行计算,非常方便。 本方法一个十分明显的优点就是工程性特别强,实用可靠。 相似文献
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在结构疲劳寿命服从双参数Weibul分布假设的基础上,通过结构细节疲劳额定值的概念给出了结构破坏危险率与使用寿命的关系式,并通过实例计算得出了破坏危险率-寿命曲线。 相似文献
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分析了腹板与缘条连接的疲劳计算方法。针对腹板与缘条连接情况,解释了当腹板剪切应力小于缘条拉应力,并计算腹板的细节疲劳额定值时,参考应力仍然选取缘条上拉应力的原因。提出梁缘条钉孔处疲劳强度也需要校核,推导了缘条细节疲劳额定值计算公式,并进行了定性分析。 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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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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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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首先研究了民机衬套修理技术对金属结构疲劳性能的理论影响,得出了主要影响参数,包括衬套孔径和衬套初始干涉量;然后通过数值模拟手段,建立了关于典型连接结构的有限元模型,分析了在不同衬套孔径和初始干涉量条件下,连接结构衬套孔边的最大径向压应力变化趋势;最后设计了若干组试片级疲劳试验,研究了衬套孔径和衬套干涉量对细节疲劳额定值(DFR)的影响,得出了当前工艺水平下的定量疲劳影响结论。 相似文献