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老龄飞机结构广布疲劳损伤研究的关键问题 总被引:1,自引:0,他引:1
老龄飞机的广布疲劳损伤问题已经成为学术界和工业界关注的问题之一。从飞机机身蒙皮连接的细节应力分析、裂纹形成、裂纹扩展、剩余强度等几个方面对广布疲劳损伤进行了研究,并对当前需要研究的问题进行了分析。 相似文献
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本文探讨了刚度导数法用于含裂纹铆接加筋板应力强度因子计算的问题。提出了选取对刚度导数矩阵有贡献元素的一种新方法,成功地解决了裂尖位于筋条轴线附近时,采用刚度导数法计算应力强度因子的困难。算例结果表明,本文提出的方法是正确有效的。文中还阐述了刚度方程降阶的方法,这种方法对于应用小容量计算机求解较大的结构分析问题,有一定的参考价值。 相似文献
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由导电率和硬度实验初步确定了2024铝合金的新时效制度本文对采用新时效制度处理的2024铝合金进行了拉伸试验研究,并对试验数据进行了数理统计分析。通过试验研究和分析,证明了在收音机结构维修中,其静强度是满足适航要求的。 相似文献
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在机队相继萌生疲劳裂纹的间隔比q小于1的假设下,建立了一种修正的DTR计算模型,并用算例进行了验证。验证结果表明:修正DTR计算模型与原DTR计算模型的DTR计算值相对差随疲劳裂纹萌生条数的增加而增大;随相继裂纹萌生间隔比的增加,两种计算模型的DTR计算值相对差减小。 相似文献
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紧固件刚度不同对连接部位疲劳寿命影响的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
在航空器结构修理中,由于受施工条件限制或结构原连接状态的限制,可能会在修理加强件与原结构件之间的连接部位,混合使用不同剪切刚度的紧固件。本文通过疲劳寿命计算和试验,研究了结构连接部位的紧固件剪切刚度不同,对疲劳寿命的影响。研究结果表明,结构件之间的连接部位混合使用不同剪切刚度的紧固件,将会比较明显地降低结构连接部位的疲劳寿命。该研究成果对航空器结构设计人员和修理人员均具有一定的参考价值。 相似文献
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构件打磨深度对疲劳寿命的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
按照飞机结构修理手册的规定,腐蚀损伤的允许打磨深度不超过构件厚度的10%。疲劳寿命计算和试验结果表明,从疲劳强度角度考虑,如果损伤部位修理不能利用原紧固件孔安装紧固件,并且又只能采用非对称铆接修理,则打磨深度在总厚度的10%~20%时,较合理的修理仍是通过打磨清除腐蚀,然后恢复涂层。 相似文献
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