某型飛機(jī)機(jī)翼盒段耐久性分析.pdf

1、飛機(jī)結(jié)構(gòu)的耐久性分析與試驗(yàn)是飛機(jī)研制過程中不可缺少的重要環(huán)節(jié)。通過耐久性試驗(yàn)得到的結(jié)果能夠綜合驗(yàn)證結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)有效性，而在設(shè)計(jì)過程中利用耐久性分析技術(shù)可以指導(dǎo)試驗(yàn)，從而降低成本，縮短設(shè)計(jì)周期，提高設(shè)計(jì)效率。 飛機(jī)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)原始疲勞質(zhì)量是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性最主要的因素，因此控制結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)原始疲勞質(zhì)量是實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)耐久性設(shè)計(jì)的重要環(huán)節(jié)。結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的原始疲勞質(zhì)量可用當(dāng)量初始缺陷尺寸(EIFS)分布表示。本文從研究結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的當(dāng)量初始缺陷尺寸入手，

2、對盒段進(jìn)行了耐久性分析。 本文系統(tǒng)地闡述了飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性分析的原理與具體方法，針對某型飛機(jī)的機(jī)翼盒段幾何模型，簡化部分結(jié)構(gòu)后，建立了相應(yīng)的有限元模型。通過有限元分析，計(jì)算出機(jī)翼盒段的應(yīng)力嚴(yán)重區(qū)，針對應(yīng)力嚴(yán)重區(qū)的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)進(jìn)行耐久性試驗(yàn)，獲得相應(yīng)的斷口金相數(shù)據(jù)集?；诟怕蕯嗔蚜W(xué)的基本假設(shè)和原理，建立了通用當(dāng)量初始缺陷尺寸分布估算程序，利用耐久性試驗(yàn)獲得的斷口金相數(shù)據(jù)集進(jìn)行計(jì)算，得到了通用當(dāng)量初始缺陷尺寸分布，最終給出了機(jī)翼盒段的