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介绍了一种新的疲劳寿命估算方法——线性累积破坏率准则,其物理意义明确,简单明了。在对恒幅载荷疲劳寿命统计分析的基础上,求出对应的疲劳寿命概率密度函数,从而利用线性累积破坏率准则可估算出变幅载荷下结构的疲劳寿命。线性累积破坏率准则没有限定试验条件和疲劳寿命分布形式,因此对一般环境下和腐蚀环境下的疲劳均具适用性。利用两组疲劳试验数据对该方法进行了验证,结果表明在中值寿命附近预测寿命与实测寿命非常接近,精度较高、有较好的工程应用价值。 相似文献
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通过玻璃纤维复合材料补片对含穿透双边裂纹的铝合金板进行单面胶接修补,测试修补试件"湿热"(加温浸泡)老化实验前后力学性能,并与未修补试件进行对比,分析老化前后修补结构的破坏模式、失效机理,评估"湿热"老化对修补结构疲劳裂纹扩展寿命和承载能力的影响。结果表明:"湿热"老化降低了复合材料补片削弱疲劳裂纹之间干涉效果的能力,老化试件从裂纹的扩展长度小于未老化试件的;距离补片越近,沿金属板厚度方向疲劳裂纹扩展速率越慢,老化后复合材料补片减缓沿金属板厚度方向疲劳裂纹扩展速率的作用下降;老化严重削弱了修补结构承载能力恢复率和疲劳裂纹扩展寿命,老化试件的承载能力恢复率下降为未老化试件的45%,疲劳裂纹扩展安全寿命下降为未老化试件的63.7%;老化降低了胶层与金属之间的粘合力,造成了复合材料补片的提前脱落,胶层的破坏模式由内聚破坏转变为界面破坏。 相似文献
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用有限元方法获得的结构初始数学模型受多种因素影响,同真实结构相比存在着误差,直接用初始模型进行破坏载荷与破坏部位预计往往难于准确。重要结构尤其是飞机结构的静力破坏试验需要预估破坏载荷与破坏部位,以便合理安排试验大纲。本文建议从静力平衡方程出发,利用非破坏静力试验结果精化结构有限元初始理论模型,提高应力—应变分析结果的精度,进而提高破坏载荷和破坏部位的预估精度。模拟试验结果证明了本文方法的可靠性和可行性。 相似文献
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燃油箱作为飞机上易损性最高的部件,当其遭受高速射弹袭击时会产生破坏严重的液压水锤效应,直接威胁飞机安全,对水锤效应问题的数值研究具有重要意义。采用CEL方法对水锤效应问题进行数值模拟,首先同已有试验结果进行对比,验证数值计算模型的准确性;然后分析射弹入射速度、充液率对水锤效应的影响;最后对水锤效应的防护设计进行数值分析,优选防护结构设置形式。结果表明:水锤效应的破坏威力来自于冲击波,射弹动能越大、充液率越高,对油箱的破坏性越大;设置防护挡板能够在一定程度上降低冲击波对油箱结构的破坏程度,空气防护挡板结构的防护效果最佳。 相似文献
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本文在综合考虑裂纹检出概率、检查间隔、初始裂纹尺寸分布,裂纹扩展、剩余强度分布等因素的条件下,提出了基于概率断裂力学原理的主副梁式机翼结构的破坏危险性分析方法。并以某型飞机机翼为例,进行了数值计算。结果表明:副梁疲劳寿命对主梁的破坏危险性有显著影响。 相似文献
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采用压缩试验的方法,对含孔机织碳纤维环氧复合材料层板进行了湿热环境下的压缩试验,研究了湿热环境对其压缩性能的影响。分析了复合材料孔板的吸湿特性、压缩强度、破坏模式及动态力学性能。结果表明:机织碳纤维环氧复合材料吸湿率较低,其饱和吸湿率仅为0.88%左右。湿热环境会降低由基体性能主导的压缩强度,130℃下湿态试样的开孔压缩强度保持率约为70%。含孔复合材料层合板的破坏模式均为过孔破坏,破坏均发生在应力集中的区域,并且断裂都是沿着应力集中最大的方向扩展。侧面断口主要为剪切失效,有分层和屈曲的特征。吸湿后复合材料的DMA Tg为125℃,比干态时下降了16℃。 相似文献
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为了解气相燃气速度对EPDM绝热材料烧蚀的影响,在双基推进剂环境中对EPDM绝热材料进行了烧蚀试验研究。试验排除了粒子的作用,分析了两压强下的不同燃气速度环境中EPDM绝热材料的炭化烧蚀率、炭化层的结构特征以及成分分布。试验结果表明:燃气速度对炭化烧蚀率的影响较弱,对炭化层厚度的影响明显;不同燃气速度条件下炭化层断面具有相同的结构特点和相似的成分分布趋势;低燃气速度条件下烧蚀以热解炭化为主,高燃气速度条件下炭化层的机械破坏显著。试验结果可以用于进一步研究EPDM绝热材料烧蚀机理。 相似文献
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PROBABILITYDAMAGETOLERANCEEVALUATIONMETHODFORMULTI-CRACKEDSTRUCTURETongMingho;FeiBinjun;LiuWenting(BeijingUniversityofAeronau... 相似文献
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裂纹检测概率曲线的统计测定 总被引:1,自引:0,他引:1
本文提出了一种估计裂纹检测概率曲线的试验方法和数据处理方法。给出的估计检测概率置信下限的公式精确、简单,并附有实例。文中还提出了估计裂纹检测概率曲线的工程简化方法。 相似文献
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本文综合考虑了飞机构件疲劳与断裂两方面的特性,提出了在计及裂纹漏检条件下计算成对使用的机翼主要构件在任一检查周期内破断全概率的一种可靠性分析方法。并且,以某型后掠式飞机机翼主梁为例,给出了计算结果。 相似文献
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可修复结构破坏危险性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
在全面考虑影响结构破坏危险性多种主要随机因素的基础上,重点研究了将定期检查时查出的破损结构修复并重新投入使用情况下的结构破坏危险性分析方法。建立了相应的分析模型,并以某型国产歼击机机翼主梁为例,给出了分析计算结果。结果表明:对于长寿命飞机结构,在使用后期,忽略修复并重新投入使用的结构将是偏危险的。 相似文献
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在飞机结构的设计定型阶段,要综合考虑载荷谱和结构特性的分散评估机群的可靠寿命。为此,进行了某型飞机结构细节的TA15M钛合金模拟试件在3个单机谱下的耐久性试验,断口判读得到主裂纹扩展(a,t)数据,反推得到了当量初始缺陷尺寸(EIFS)。对比分析表明,载荷谱分散对EIFS分布参数无影响,估计得到了通用EIFS分布参数。建立了考虑载荷谱分散的裂纹扩展对数正态随机变量模型及参数估计方法,由此确定裂纹超越概率并进行损伤度评估,建立了综合考虑载荷谱和结构特性分散的概率断裂力学方法(PFMA)。 相似文献
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施剑玮 《民用飞机设计与研究》2017,(4):95
飞机结构的安全性和全寿命期内的高可靠性是飞机设计时必须考虑的首要问题。可靠度指标的选取既要考虑技术及经济的可行性,也要兼顾社会的可接受性。基于国外飞机结构的失效率统计数据及主要部件的可靠性系数,经过分析研究给出了国内民用飞机主要部件的失效率。 相似文献