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291.
疲劳敏感结构修理损伤容限评估途径 总被引:1,自引:0,他引:1
AASR中规定自2010年11月20日起,对民用航空器结构疲劳敏感元件上修理的损伤容限评估必须由航空运营人自己负责,并制定满足飞机持续适航要求的损伤容限检查计划。本文讨论了几种对民用航空器结构疲劳敏感元件进行修理的损伤容限评估及制定补充检查计划的方法与途径。 相似文献
292.
根据飞机复合材料结构损伤机理与设计原则、适航要求、维修策略的制订方法,提出飞机复合材料结构MSG-3分析和损伤与特殊事件的分析要点,阐述有关损伤容限评定的理念与要求,为国产民机复合材料结构维修策略的制定提供技术支持。 相似文献
293.
王立群 《航空标准化与质量》1999,(6)
说明了制定结构完整性大纲是保证航空发动机安全性、可靠性和经济性的有效设计措施;阐述了GJB/Z101 - 97《航空发动机结构完整性指南》中的几个主要技术问题:损伤容限设计、耐久性设计、使用管理计划;介绍了美国空军成功利用结构完整性大纲研制航空发动机的一些情况。 相似文献
294.
飞机结构检修一体化的实现与分析方法 总被引:2,自引:0,他引:2
飞机结构的检修一体化要求是保证结构优化设计的一个主要方面.全面分析了影响结构检修的主要因素,提出了飞机结构检修一体化的分析与实现方法,并给出了分析流程图.还给出了一个算例证明方法的可行性.将该方法用于新研飞机结构的设计和定寿阶段,有利于制定最佳的检修方案,指导飞机结构将来的检修安排. 相似文献
295.
296.
对8090损伤容限型及中强型合金地比较研究,研究发现,8090合金在两种状态下,其组织存在关显著差异;中强型合金的主要强化相为δ和S相,而损伤容限型合金则是细小的δ相。由于其组织不同,因而其性能也明显不同, 务奶型合金的强度要低但塑性较高。两种合金的性能对预拉伸的敏感程度也不同,中强型合金对预拉伸敏感,经预拉伸后其强度要高一些。断口SEM分析表明,中强型合金以穿晶沿晶混合模型断理解,而损伤容限型合 相似文献
297.
298.
阐明了在直升机动部件疲劳设计和寿命评估中,采用传统的安全寿命方法确定的使用寿命偏于保守.提出了应用损伤容限法于直升机尾桨叶延寿中,根据尾桨叶的疲劳危险部位具有一定的安全裂纹扩展的损伤容限特性,在加强使用中的检查维修的同时,可保证尾桨叶安全使用寿命延长. 相似文献
299.
在理解飞机结构耐久性/损伤容限设计思想和总结工作经验的基础上,说明了飞机结构耐久性/损伤容限设计在结构完整性中的地位;宏观地给出了保证飞机结构使用的经济性和安全性,而从飞机设计开始到退役的全过程中,应进行的耐久性/损伤容限设计各项具体工作内容;强调只有把耐久性/损伤容限设计思想变成设计人员的自觉行动,不断地总结经验,才能真正提高飞机的设计质量。 相似文献
300.
王荣桥 《北京航空航天大学学报》1994,20(2):164-168
本文用有限元和J积分相结合的方法,确定飞力轮试验盘裂纹尖端参量随裂纹尺寸的变化规律,并根据材料的断裂韧性确定临界裂纹长度,最后算出裂纹疲劳扩展寿命,计算结果与试验结果基本一致,本文提供的分析方法及计算程序在进行轮盘损伤容限设计分析方面有积极的参考价值。 相似文献