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蔡婧 《民用飞机设计与研究》2008,(3):38-42
紧固件在飞机上的应用非常广泛,紧固件的选用需要综合考虑飞机结构、强度、疲劳以及安装等要求。本文结合某飞机平尾壁板的结构特点,详细介绍了紧固件的应用情况及选用紧固件需要考虑的一些因素,对从事飞机结构设计的工程设计人员有一定参考价值。 相似文献
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概括了影响高强度铝合金腐蚀疲劳的环境与力学因素,阐述了铝合金腐蚀疲劳裂纹形成与扩展的机理,介绍了结构腐蚀疲劳裂纹形成与扩展寿命的分析方法,为腐蚀环境下飞机铝合金结构的抗疲劳设计、耐久性与损伤容限评估提供参考。 相似文献
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用于飞机结构选材的系列材料性能指标及其应用 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高飞机机体结构选材的合理性,从材料性能指标的角度出发,在材料比强度、比刚度的常用基本指标之外,结合飞机结构设计思想,提出了材料比疲劳强度、比静韧度、比动韧度、疲劳强度比、静韧强比、疲劳韧强比共6个材料性能指标的概念与计算方法。建立了基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法,考虑飞机结构的设计准则及结构在实际使用过程中的功能需求,通过条件筛选缩小备选材料范围,依据系列材料性能指标进行材料对比排序,并通过结构验证确定最终选材。以某型飞机机翼大梁的选材过程给出了应用实例。 相似文献
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随着损伤容限设计理念发展和轻量化要求提高,高强高韧钛合金逐渐成为航空装备关键主承力构件主要结构材料。激光增材制造制备钛合金大型主承力构件具有数字化、短周期、低成本等技术优势,特别是激光增材制造过程超常固态相变动力学条件为制备高强高韧钛合金提供了新的机会。本文根据航空主承力结构选材性能要求,对激光增材制造TC11钛合金静强度、疲劳和损伤容限特性进行测试与分析,在此基础上对其在航空主承力结构的应用前景进行分析。结果表明,激光增材制造TC11钛合金力学性能具有显著的高强高韧和低屈强比特征,其疲劳缺口敏感性和裂纹扩展速率低,性能分散性小,综合性能满足航空主承力结构选材要求。与目前航空主承力结构广泛应用的TC4-DT损伤容限型钛合金相比,激光增材制造TC11高强高韧钛合金损伤容限特性相当、疲劳性能有所改善、许用应力提高23%,结构具有进一步减重优势。激光增材制造TC11钛合金优异的强韧性匹配在提高结构许用应力的同时可避免大厚度结构发生脆性断裂,其低疲劳缺口敏感性和优异的疲劳裂纹扩展特性对于结构服役安全具有重要意义。 相似文献
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修理级别分析(LORA)是水陆两栖飞机涉水结构维修工程分析的一个重要内容。国内外修理级别分析主要针对民用飞机、舰载机、车辆、船舶等,有关水陆两栖飞机涉水结构修理级别分析的研究较少,基于此,针对水陆两栖飞机涉水结构 LORA 的流程和模型进行研究。建立涉水结构三级修理模式,提出涉水结构的 LORA 流程;建立适用于涉水结构三级修理的经济性 LORA(ELORA)模型,给出 ELORA 需要考虑的成本因素;以水陆两栖飞机涉水舱门上的接近开关为例进行经济性修理级别分析。结果表明:待分析产品应在中继级进行修理,与工程实际中的修理级别一致,本文 ELORA 模型应用于涉水结构具有可行性。 相似文献
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纤维增强铝合金层板的发展与应用 总被引:2,自引:0,他引:2
本文介绍了最新研制的一种新型结构材料——纤维增强铝合金层板,该层板已引起许多西方飞机制造厂的注意。该材料兼取了复合材料和铝合金的优点,克服了各自的一些缺点。最引人注目的性能是它所具有的极好的抗疲劳和损伤性能。通过改变材料的组成和工艺过程,可以得到不同性能,满足某些特殊的用途。本文介绍两种典型的材料构型——芳纶纤维增强铝合金层板(ARALL)和R-玻璃纤维增强铝合金层板(GLARE)的研究过程、材料组成、性能和应用。最后讨论了今后研究所需要解决的问题。 相似文献
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基于模糊可靠性的飞机结构腐蚀疲劳寿命评定 总被引:3,自引:1,他引:2
腐蚀和腐蚀疲劳大大降低了LY12CZ铝合金的材料性能,严重地威胁着飞机的结构完整性和使用安全。飞机结构失效过程与所受的载荷、材料特性、服役的腐蚀环境等因素有关,由于各因素联合作用,失效过程损伤机理相当复杂,既有随机性又有模糊性。针对目前腐蚀疲劳寿命评估的常规概率方法的缺陷,基于通过对海军航空部队调研得到的飞机实际使用载荷谱,提出更合理、更贴近实际情况的模糊可靠性评估方法。讨论了蚀孔形状比和各模糊因素对结构寿命的影响规律,研究结果表明该模糊可靠性方法可以应用于飞机结构的腐蚀疲劳寿命评估。 相似文献
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苏芳 《民用飞机设计与研究》2022,(3):80-85
民用飞机结构必须在预期的使用寿命内具有高安全性和高可靠性。飞机结构疲劳设计的目标便是通过设计和疲劳强度分析等手段,使结构具有较好的疲劳性能。对结构进行抗疲劳设计,提高结构固有的疲劳特性,是实现疲劳设计目标的主要途径。针对某型飞机球面框球皮搭接对缝结构制定了结构优化设计方案,对原结构及优化方案的连接形式分别进行了有限元建模,求解连接结构中紧固件的载荷分布,并对原结构及优化结构进行了疲劳强度分析。然后使用NASGRO软件对原结构及优化结构疲劳危险细节进行了裂纹扩展分析,最后将原结构与优化结构的疲劳及损伤容限分析结果进行了对比,对比结果表明优化设计方案有效地提高了球皮搭接对缝结构的疲劳及损伤容限性能,并减少了结构重量以及维护的成本。 相似文献
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钛合金结构损伤容限设计可行性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对飞机结构常用金属材料损伤容限特性进行了对比分析,针对TC4和TA15损伤容限特性较差的缺点,研制出两种超低间隙(ELI)钛合金TC4ELI和TA15ELI,并对其进行结构损伤容限设计可行性论证。进行了两种超低间隙钛合金和普通钛合金裂纹扩展寿命、剩余强度和疲劳全寿命对比实验。实验结果表明:具有片层组织的超低间隙钛合金相对于普通成分钛合金断裂韧性和裂纹扩展特性有明显改善,剩余强度和疲劳全寿命相当;应力水平相当时,超低间隙钛合金工程可检裂纹扩展寿命比航空结构中常用铝合金稍长。因此,对于超低间隙钛合金TC4ELI和TA15ELI可以进行损伤容限设计。 相似文献
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飞机损伤结构疲劳寿命分散系数是分析损伤结构疲劳寿命分散程度的重要参数。针对飞机常用铝合金材料,开展预置损伤试验件疲劳测试。采用相关系数比较法,判断损伤结构剩余疲劳寿命分布类型;通过断口观察和数据统计处理,分析损伤与疲劳寿命关系及含损伤结构剩余疲劳寿命分散性规律。结果表明:含损伤结构剩余疲劳寿命更加符合威布尔分布;含预置损伤结构较未预置损伤结构疲劳寿命下降明显,随预置损伤尺寸增加,结构剩余疲劳寿命逐步降低,剩余疲劳寿命分散性增大,不同初始损伤结构疲劳寿命分散性差异较大。本文研究为建立飞机不同损伤尺寸铝合金结构疲劳寿命分散系数模型提供参考依据。 相似文献
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飞机载荷/环境谱编制研究及应用 总被引:3,自引:2,他引:3
阐明了编制恰当的载荷/环境谱是飞机结构疲劳、损伤容限和耐久性设计或现有机种寿命评定中的首要工作,它对后续的分析和试验工作的成败、经费、工作量和时间都有重大的影响。介绍了根据不同的工作任务和技术要求,有多种形式的载荷/环境谱及相应的编谱方法,主要对载荷/环境谱的编制技术进行了研究,提出了具有指导意义的一般性方法,最后给出了某型飞机的载荷环境谱。 相似文献
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随着我国航空航天领域器械的飞速发展,对该领域中结构件所用材料的综合性能及轻量化提出了新的要求。在过去几十年里,大型客机的市场需求不断扩大,刺激了新型材料的兴起,使材料向着高性能,轻质量发展。纤维金属层板是由铝合金与纤维预浸料交替铺层固化而成的层间混杂复合材料。纤维金属层板结合了金属与复合材料的优良特性,具有密度小、损伤容限优良、抗冲击和疲劳性能,越来越受到航天航空和轨道交通领域的关注。目前用于商业生产的金属纤维层压板(FMLs)多以基于芳纶纤维(ARALL)与基于高强玻璃纤维(GLARE)的层板为主。概括了纤维金属层板的制备前表面处理工艺,对其弯曲测试、拉伸测试、冲击测试和疲劳测试等力学性能的测试方法进行综述,同时对未来新型纤维金属层板的开发进行探究,为纤维金属层板的开发提供参考信息。 相似文献