飛機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測方法研究.pdf

1、疲勞壽命是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要指標(biāo)之一，如何合理預(yù)測飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命是長期以來航空界特別關(guān)注的重要技術(shù)問題。采用疲勞試驗與理論分析相結(jié)合的方法是當(dāng)前國內(nèi)外確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命的主要方法，然而準(zhǔn)確確定復(fù)雜飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞裂紋萌生壽命具有相當(dāng)大的技術(shù)難度。這是因為復(fù)雜飛機(jī)結(jié)構(gòu)往往又是關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu)，受力情況及對應(yīng)的應(yīng)力應(yīng)變分布十分復(fù)雜，影響疲勞壽命的因素多，疲勞危險部位呈現(xiàn)出一定的不確定性，疲勞壽命分散性較大。
　　 中央翼與外翼對接件(簡稱

2、中外對接件)是某型飛機(jī)受力狀態(tài)相當(dāng)復(fù)雜承力結(jié)構(gòu)。本文以此為研究對象，著重圍繞應(yīng)力應(yīng)變有限元建模分析、結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)優(yōu)化設(shè)計、疲勞壽命分析方法、靜強(qiáng)度與疲勞試驗、試驗數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析方法等方面的內(nèi)容開展了較深入的研究，取得了較重要的進(jìn)展和技術(shù)突破，建立了復(fù)雜飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命預(yù)測的工程方法，主要研究結(jié)果歸納如下：
　　 1)以某型飛機(jī)中外對接件為例，基于彈性有限元和接觸非線性有限元分析理論，應(yīng)用ANSYS軟件建立了復(fù)雜飛機(jī)結(jié)構(gòu)三維有限元分析模型，

3、該模型具有較高的計算精度，可用于復(fù)雜飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變計算。
　　 2)通過大量的計算，獲得了中外對接件在載荷作用下的應(yīng)力分布。根據(jù)計算結(jié)果判斷，該結(jié)構(gòu)雙耳件薄耳片內(nèi)側(cè)銷釘孔孔邊的應(yīng)力應(yīng)變最大，從而確定了其疲勞危險部位，并得到了危險部位的應(yīng)力剖面。
　　 3)針對疲勞危險部位進(jìn)行了細(xì)節(jié)優(yōu)化分析，確定了雙耳件薄耳片的幾何尺寸，在設(shè)計加工了3組模擬結(jié)構(gòu)件的基礎(chǔ)上，進(jìn)行了靜強(qiáng)度分析。計算結(jié)果表明，在最大載荷作用下，其危險部位的應(yīng)

4、力應(yīng)變水平仍處于彈性范圍，滿足靜強(qiáng)度設(shè)計要求。
　　 4)對3組模擬結(jié)構(gòu)件進(jìn)行了靜拉伸試驗，在加載過程中對典型部位進(jìn)行了應(yīng)變測量，獲取了各貼片位置的載荷～應(yīng)變測試曲線。試驗結(jié)果表明，最大應(yīng)力應(yīng)變位置出現(xiàn)在雙耳件薄耳片內(nèi)側(cè)銷釘孔邊。試驗結(jié)果與有限元計算結(jié)果一致。
　　 5)對3組模擬結(jié)構(gòu)件進(jìn)行了疲勞試驗，得到了各試驗件的裂紋萌生壽命和總壽命。疲勞破壞斷口觀察表明，疲勞裂紋均從雙耳件薄耳片內(nèi)側(cè)銷釘孔邊萌生。應(yīng)用概率統(tǒng)計方法，

5、對疲勞試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了的統(tǒng)計分析，針對試驗中的不完全壽命樣本，編制了計算程序。該計算程序既可用于對完全壽命樣本也可用于不完全壽命樣本進(jìn)行統(tǒng)計處理。
　　 6)依據(jù)有限元的應(yīng)力/應(yīng)變分析結(jié)果和材料疲勞特性，應(yīng)用局部應(yīng)力應(yīng)變法和線性累計損傷理論，在建立復(fù)雜結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測的工程方法的基礎(chǔ)上，對中外對接件進(jìn)行了疲勞損傷計算與壽命分析，計算壽命基本與試驗壽命接近。
　　 7)對計算和試驗結(jié)果進(jìn)行了綜合分析。結(jié)果表明，B組和C組試件