飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測建模與仿真技術(shù)研究.pdf

1、飛機結(jié)構(gòu)在實際使用過程中，由于不斷承受多級循環(huán)載荷作用，結(jié)構(gòu)會產(chǎn)生不同程度的損傷甚至疲勞破壞，由此造成飛機的安全性與可靠性降低，給飛機的安全飛行帶來巨大隱患。由疲勞破壞引起飛機事故的案例屢見不鮮，因此有效預(yù)測飛機結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，及時發(fā)現(xiàn)和排除由疲勞破壞造成的安全隱患，具有凸顯的經(jīng)濟價值與意義。
　　為解決飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命有效預(yù)測的難題，以實現(xiàn)視情維修，提升飛機的安全性與可靠性，本文以某型軍用飛機的真實關(guān)鍵結(jié)構(gòu)部件——水平尾翼為具體

2、研究對象，在深入研究疲勞壽命相關(guān)理論的基礎(chǔ)上，采用飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命試驗專用平臺，對其進行長期疲勞壽命試驗，得到S-N數(shù)據(jù)，分別運用斷裂力學(xué)、模糊法則及灰色系統(tǒng)理論三種疲勞壽命預(yù)測建模方法，分別構(gòu)建基于斷裂力學(xué)的疲勞壽命預(yù)測模型、混合疲勞壽命預(yù)測模型和非等距GM(1，1)疲勞壽命預(yù)測模型，在此基礎(chǔ)上，分別采用以上三種模型對飛機水平尾翼的疲勞壽命進行了預(yù)測以及仿真試驗研究，得到較好的研究結(jié)果。
　　試驗研究表明：所構(gòu)建的三種疲勞壽命預(yù)