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1.
老龄飞机结构的广布疲劳损伤(WFD)严重危害结构的完整性,成为近几年保证飞机结构完整性的研究热点之一。传统的损伤容限分析对广布疲劳损伤结构不适用,含WFD结构中多个裂纹之间的相互作用使得结构的损伤容限评估复杂化。介绍了国内外老龄飞机结构广布疲劳损伤研究的进展情况,包括应力强度因子、剩余强度、裂纹扩展以及裂纹形成的研究,展望了进一步研究的方向。  相似文献   
2.
紧固孔结构细节的原始疲劳质量是飞机结构耐久性设计分析中最重要的内容之一。对钛合金TC4锻件紧硎孔结构细节的原始疲劳质量进行了研究。进行了钛合金锻件的耐久性试验,给出了原始疲劳质量的描述参数,即结构细节的当量初始裂纹尺寸(EIFS)。用这种描述参数,建立了相应的当量初始裂纹尺寸判据。并用所建立的判据对钛合金紧固孔结构细节的原始疲劳质量进行了评定,结果表明钛合金紧固孔结构细节的原始疲劳质量评定结果满足飞机结构的原始疲劳质量控制要求。  相似文献   
3.
进行了多处损伤平板的剩余强度试验,用净截面屈服准则、塑性区连通准则和修正的断裂韧性准则分别计算了MSD平板的剩余强度,并把预测结果与试验进行了对比。结果表明对不同的主裂纹长度和不同的韧带长度,净截面屈服准则预测结果的误差较大,而且偏危险;塑性区连通准则对较长的韧带预测结果的误差较小,而修正的断裂韧性准则对较短的韧带预测的误差较小。研究了不同的主裂纹长度对平板剩余强度的影响,主裂纹长度的增加使平板的剩余强度减小。  相似文献   
4.
进行了疲劳裂纹萌生的声发射监测技术试验研究。试验件选用航空上常用的铝合金材料,对不同形式的结构细节进行疲劳试验,获取不同形式试验件裂纹萌生的声发射信号,用参数分析对这些信号进行了分析。预报裂纹萌生的时间,从而为结构部件以及全尺寸结构疲劳试验的损伤监测提供参考。  相似文献   
5.
飞机结构健康监测技术进展及发展趋势   总被引:1,自引:0,他引:1  
简要回顾了飞机结构健康监测(SHM)技术的发展背景、特点及可能的应用效益,探讨了飞机SHM系统的要求,讨论了飞机SHM技术进展、国内外研究及应用概况、存在的差距及发展趋势。  相似文献   
6.
葛森  李仲  张积广  张有宏  张弛 《航空学报》2008,29(2):411-415
 进行了含多处损伤(MSD)的未加筋LY12CZ铝合金壁板的剩余强度试验。用0.12的钼丝切割预制裂纹,在垂直于裂纹面的方向施加单调增加的拉伸载荷,直至壁板破坏。得到了含不同裂纹几何的未加筋壁板的剩余强度。试验结果表明随着主裂纹长度增加,未加筋壁板的剩余强度减小;对相同的主裂纹长度,主裂纹和相邻的MSD裂纹之间的距离b减小,平板的剩余强度也减小。用5种失效准则分别计算了每个壁板的剩余强度。与试验结果的比较表明,净截面屈服准则和表观断裂韧性准则的误差较大,塑性区连通准则预测的平均误差为22.17%,改进的表观断裂韧性准则的平均误差为16.98%,而改进的塑性区连通准则预测的平均误差为8.27%,改进的塑性区连通准则大大提高了预测结果的精度。  相似文献   
7.
基于系留气球外场放飞试验中各典型结构部位的应变、过载与风速的实测结果,利用概率统计学与可靠性理论,提出了一套可行的应变与过载统计处理方法;给出了典型使用环境下气球结构的应变——概率统计结果,以及不同风速下的应变区间包线。并结合材料性能验证试验,建立了一个系留气球结构的强度性能评估方法。  相似文献   
8.
为了评估多处损伤(MSD)对未加筋平板剩余强度的影响,进行了多处损伤平板的剩余强度试验研究。用钼丝切割预制疲劳裂纹,每个试验件承受拉伸载荷直到破坏,记录破坏载荷,得到不同裂纹几何平板的剩余强度。试验结果表明主裂纹长度增加使平板的剩余强度减小;对相同的主裂纹长度,主裂纹与相邻MSD裂纹之间的韧带(b)减小,试验件剩余强度也减小。以试验数据为基础,提出了一种改进的塑性区连通模型。用塑性区连通准则和改进的塑性区连通模型分别计算了多处损伤平板的剩余强度,结果表明对不同的主裂纹长度和不同的韧带长度,塑性区连通准则预测的平均误差为23.39%;而改进的塑性区连通准则的平均误差为7.57%,大大提高了预测结果的精度。还研究了主裂纹长度和b对剩余强度的影响。  相似文献   
9.
在役航空复合材料结构的无损检测技术   总被引:3,自引:0,他引:3  
复合材料结构在飞机结构中的应用比例越来越高,应用量的增加带来了应用中损伤的增加.既要保证飞机的出勤率,又要保证飞机的飞行安全.  相似文献   
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