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1、南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文基于剩余壽命的金屬板復(fù)合材料膠接修補(bǔ)優(yōu)化設(shè)計(jì)姓名:侯成莉申請學(xué)位級(jí)別:碩士專業(yè):飛行器設(shè)計(jì)指導(dǎo)教師:沈海軍201103基于剩余疲勞壽命的金屬板復(fù)合材料膠接修補(bǔ)優(yōu)化設(shè)計(jì)IIAbstractThestructuresofcurrentaircraftsaremainlymadeofaluminumalloy.Theaircraftscanoftensuffersomedamagemostofwhicharefat
2、iguecrackstresscrosioncrack..Thedamagedcomponentsmustbereplacedrepairedindertoprolongtheservicelifeofthedamagedaircraftstoensuretheflightsafety.Anewstructuralrepairtechnologyi.e.thetechnologyofrepairingthedamagestructure
3、softheaircraftsbycompositepatcheshasbeendevelopedsincethe1980s.Duetolowweightsmallstressconcentrationlowmaintenancecostmuchlongerlifeoftheadhesivebondedstructuresthetechnologyhasbeenpaidgreatattentionmaderapiddevelopment
4、inmanycountrieswith.Thealuminumalloystructureswidelyusedinaircraftsareinvestigatedinthispaper.Alsotheproblemofrepairingthedamagedmetalplatewithcrackisstudiedbymeansoffiniteelementmethodexperimentalmethod.FirstlytheJamese
5、rsonmethod,i.e.anewexperimentalmethod,isrepresentedtodeterminethestressintensityfact(SIF)oftheLF21aluminumCCT(Centercracktension)platerepairedbycompositepatch.SecondlytherepairedLF21aluminumplatewithcrackisnumericalanaly
6、zedbyfiniteelementmethodthemodificationfactofSIFisobtained.Thentheresultofthemodificationfactiscomparedwiththeexperimentone.Finallytheregularityoftheresidualfatiguelife,fthealuminumalloyplatewithcentralcrack,affectedbyth
7、elengthwidththicknessofthecompositepatchesisstudiedaccdingtothedamagetoleranceview.Meanwhilethedimensionofthecompositepatchesisoptimizedthecriticalsizeisobtainedindertogetthebestrepaireffect.Keywds:Jamesarsonmethodfinite
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