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对于金属飞机机体结构,开展全尺寸结构耐久性试验主要目的是:验证紧固孔原始疲劳质量控制效果;验证经验寿命是否超过使用寿命,在使用寿命期内是否会出现功能性损伤;为最终给出满足可靠性符合性判据要求的使用寿命(包括飞行小时与飞行次数)提供依据。在探讨全尺寸飞机机体结构耐久性试验原理基础上,形成便于工程实施的耐久性要求和方法。同时涉及在完成耐久性试验的全尺寸机体结构上开展验证民飞机服役日历使用寿命的试验要求和方法。 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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本文简要介绍了某系列飞机结构可靠性验证和寿命评估的方法和结果。包括疲劳载荷谱、疲劳/耐久性和损伤容限分析、全尺寸结构疲劳试验、结构细胞调节改进及使用寿命的可靠性保障体系。实践表明,该项研究不但大大的提高了飞机机队的安全性,是具有显著的经济效益。 相似文献
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为提高按静强度设计的某机42框横梁的使用寿命,按照先进的耐久性设计思想,采用铰孔加挤压强化的经济修理方法,在飞机返厂大修时对其关键细节进行经济修理,使其经济寿命达到使用寿命要求。本文是这一工作的总结。本文给出的延寿方法对飞机结构定寿、延寿有重要参考价值. 相似文献
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飞机结构使用寿命必须满足规定的可靠性指标要求,提供了适用于军用飞机机体结构的使用寿命可靠性符合性判据和符合性检查要求与方法,只要能有效地控制制造过程中所形成的结构细节原始疲劳质量,例如铆接和螺接紧固孔保持其ai值小于0.125mm孔边角裂纹;并能实现经济寿命超过使用寿命,在使用寿命期内不会出现功能性损伤;就能保证出厂飞机机体结构拥有使用寿命必然是:能满足基本可靠性指标要求,并能有效地防止和避免灾难性疲劳破坏发生的可靠性使用寿命。 相似文献
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为验证某大型无人机主结构的疲劳寿命是否满足设计指标要求,探寻主结构的疲劳薄弱部位,为结构设计改进及制造工艺改进提供试验依据,进行全尺寸主结构耐久性试验。针对该型号无人机先进布局设计及结构设计所带来的试验机约束、载荷优化、载荷谱编制、精确加载等试验加载方面的难点,进行相关试验加载技术的对比与分析以及新技术的系列验证,由此提出大型无人机主结构耐久性试验的多功能支持夹具设计、无人机机体结构载荷优化、综合载荷与扣重的载荷谱协调编制、新型拉压垫弹性体应用、作动筒专用扣重装置设计等新的技术。经过该试验机半倍疲劳寿命的阶段性试验验证,可以表明各项技术合理可行,稳定可靠,确保了试验正常运行。 相似文献
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轻质长寿命一直是飞机结构强度设计所追求的目标,也是一代又一代结构强度工作者所面临的永恒主题。随着国内外航空工业的发展、疲劳设计理论以及现役飞机延寿工程的开展,飞机寿命设计与延寿技术取得了快速发展。本文从20世纪60年代飞机设计中引入疲劳设计开始,以疲劳设计准则的发展为主线,对分散系数的确定、载荷谱编制技术、飞机寿命设计与延寿技术、日历寿命评定、单机寿命监控等技术的形成与发展进行综合论述。有成功的经验,也有失败的教训,从实践中发展出疲劳设计的理论体系、分析方法与规范标准,带来了飞机设计寿命指标的不断提升,保障服役飞机的飞行使用安全。提出耐久性/损伤容限设计思想是目前及未来飞机长寿命设计及延寿的主要设计思想,全尺寸耐久性/损伤容限试验是飞机定寿、延寿最主要的技术途径,结构细节设计、耐久性预防性修理以及单机寿命监控也是确保长寿命设计指标实现和现役飞机延寿成功不可或缺的技术手段。 相似文献
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为深度挖掘老龄飞机的寿命潜力,提出并应用了基于增量考核的飞机延寿方法。以寿命增量考核为主线,围绕定基点、再更新、获增量展开。通过将体现飞机使用严重程度的当量飞行小时作为延寿基点,科学处理了老龄飞机已消耗寿命。开展4种不同状态到寿飞机的深度拆毁与损伤评估,全面掌握机体疲劳关键薄弱部位,确立机体结构修理基点。建立以疲劳薄弱部位耐久性修理为核心、关键部位新型增材修复、隐蔽区域高精度损伤检测为支撑的规范性飞机延寿大修技术体系。以较小的重量代价,大幅改善了机体结构原有疲劳品质,实现对累积损伤"清零"与结构状态"统一",消除所有影响飞行安全的隐患与故障,实现了对机体结构的"再更新"。进而通过全尺寸疲劳试验系统验证更新飞机的寿命增量,形成了完整的飞机结构修理与延寿相结合的技术体系。 相似文献
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中国飞机强度研究所针对各种航空平台机体结构强度的需求,在飞机结构耐久性/损伤容限和可靠性分析与验证、动强度设计与验证、新材料结构强度设计分析与验证、计算结构技术与强度虚拟验证、飞机结构综合环境强度分析与验证、航空噪声/振动环境研究与验证、全尺寸飞机结构静力/疲劳试验技术等方面开展了大量的预先研究工作。本文简述了中国飞机强度研究所近期在预先研究方面的主要进展和取得的研究成果,对结构强度的前沿研究方向作了分析,还对国内飞机结构强度研究需要加强的若千方面提出了几占、建议。 相似文献
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全尺寸飞机结构试验技术 总被引:8,自引:0,他引:8
全尺寸飞机结构试验是以对真实的飞机结构施加外载的方式,模拟其在使用中可能遇到的受载情况。通过测量飞机的响应,核对其设计是否达到要求,检验飞机是否安全可靠。全尺寸飞机结构试验作为一种传统的、可靠的验证手段,一直占据着不可替代的重要位置。本文结合飞机结构试验技术的发展,对全尺寸飞机结构试验相关技术进行了分析。 相似文献
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某型飞机的某框下半框腹板发生严重的腐蚀损伤.为保证飞机安全,对该部位采取了补强修复.根据规范要求,需要进行全尺寸疲劳试验.但受条件限制,疲劳试验只能在做过高载试验的飞机结构上进行,为此,进行了高载对疲劳寿命的影响研究和全尺寸疲劳寿命试验等研究工作.研究结果表明,使用做过高载静力试验的飞机结构进行疲劳寿命试验是可行的. 相似文献
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本文回顾了国内外有关飞机结构耐久性要求的发展情况。重点综述了在新的耐久件要求下,耐久性设计的基本思想、特征、广泛的适用范围、多种设计目标和完整体系。简述了两大类耐久性分析方法和耐久性试验特点、说明了耐久性设计与安全寿命设计和损伤容限设计之间的联系与区别。 相似文献
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为了同时满足飞机结构寿命和安全性的要求,提出一种耐久性/损伤容限综合分析方法,用以同时对多部位损伤(MSD)结构进行耐久性和损伤容限分析。耐久性分析时采用概率断裂力学方法结合串联可靠性模型,给出给定可靠度要求下的经济维修寿命估计;损伤容限分析中通过抽样模拟结果拟合参数得到剩余寿命的概率分布函数,进而通过寿命干涉模型得到不同裂纹扩展寿命下的结构可靠度。结合工程实例并与现有方法进行对比分析,结果表明:该方法是合理的、有效的;实现了寿命分析和可靠度分析的有机结合,可用于对飞机MSD结构的综合设计和分析。 相似文献
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关于制造过程中飞机机体结构耐久性评估与监控技术的探讨 总被引:1,自引:0,他引:1
耐久性可以用来衡量飞机机体结构的固有品质。要保证交付服役的飞机机体结构拥有设计所预期的足够的耐久性,关键在于制造过程中结构细节耐久性评估与监控。如果能为驻厂军代表室和制造厂质量部门提供这一技术,就能大大提高飞机机体结构抗 疲劳开裂能力,服役中就能有效地控制飞机机体结构发生灾难性疲劳破坏,并可为实现在服役的头10年内无需进行由于疲劳开裂和/或腐蚀损伤引发的修理奠定基础。着重探讨有关建立制造过程中收音 相似文献
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全尺寸飞机结构静力试验数字仿真 总被引:3,自引:0,他引:3
全尺寸飞机结构静力试验是飞机结构研制的重要环节,需大量的财力和时间投人。试验结果的精度和有效性主要依赖于试验实施方案设计的合理性;试验件的安全主要依赖于试验时同步地对试验测试数据的监控和与数字仿真结果的一致性评估。全尺寸飞机结构静力试验数字仿真能够辅助实现上述要求,显著提高试验效率。介绍了全尺寸飞机结构静力试验数字仿真的关键技术及解决方案并给出了应用实例。 相似文献
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飞机结构耐久性设计是国外80年代前后发展起来的一项综合性技术,以充分满足用户对新一代先进飞机(包括航天飞机)长寿命、高可靠性、低维护成本的要求。“七五”期间在航空部科技局领导下,“飞机结构抗疲劳断裂系统工程”(简称AFFD)内成立了“飞机结构耐久性设计技术研究” (简称ASD)的重点课题组,全面负责该项新技术的移植和研究。目前,已经用国产材料,典型生产工艺和我国现役飞机载荷谱完成了第一批耐久性试验,取得了重大研究成果。为尽快将该项新技术推广、应用到我国飞机设计和生产中去,满足即将颁布的新军标“飞机结构完整性大纲”对耐久性的要求,航空部科技局决定由“AFFD”系 相似文献