飞机典型结构的耐久性评定与符合性检查研究

论文摘要

本文以某型飞机机翼大梁为例对飞机典型结构的耐久性评定与符合性检查进行了系统的研究,内容涉及耐久性符合性检查各个环节以及耐久性分析与试验,并开发了相关程序。本文开发了原始疲劳质量评估程序、SCGMC计算程序、损伤度评估/经济寿命预测程序,用于耐久性分析中大量数据的处理,保证了耐久性评定的准确性。针对国内某飞机研究所设计出的产品,在制造过程中难以保证质量,难以有效控制产品的原始疲劳质量的情况,本文研究并开发了制造过程中耐久性符合性检查系统以控制和提高产品的原始疲劳质量,逐步提高产品的耐久性性能。本文采用概率断裂力学方法(PFMA)进行耐久性分析。对结构件连接分析,本文采用了一种新的有限元分析方法:将蒙皮简化为壳元,连接件简化为短梁元,将厚度较大的耳片简化为四面体单元。这样不仅很好的模拟了结构件的受力状态,而且由于短梁元可以考虑到结构件厚度与连接件弯曲的影响,不需计算刚度,不需修正计算结果,节省了大量的计算时间,也使得计算结果的可信度较高。此外,对某型飞机机翼大梁的耐久性试验进行了较为详细的论述,通过有限元分析应变结果与耐久性试验应变结果的比较,得出结论:本文采用的有限元分析方法是可行的,得到的耐久性评定结论是有效的。

论文目录

• 摘要
• ABSTRACT
• 第一章 绪论
• 1.1 选题背景及意义
• 1.2 飞机结构耐久性分析概况
• 1.2.1 飞机设计思想演变
• 1.2.2 耐久性设计
• 1.2.3 耐久性分析
• 1.3 使用软件介绍
• 1.4 主要研究内容
• 第二章 耐久性分析的概率断裂力学方法
• 2.1 PFMA 的意义与目标
• 2.2 PFMA 的基本思想
• 2.3 PFMA 的假设与限制
• 2.4 PFMA 的一般步骤
• 2.5 小结
• 第三章 耐久性分析与符合性检查
• 3.1 引言
• 3.2 耐久性分析
• 3.2.1 结构原始疲劳质量评估
• 3.2.2 SCGMC 计算
• 3.2.3 损伤度评估/经济寿命预测
• 3.3 制造过程中耐久性符合性检查系统开发
• 3.3.1 检查系统总体设计
• 3.3.2 检查系统功能模块设置
• 3.3.3 检查系统的实现
• 3.4 小结
• 第四章 某型飞机机翼大梁耐久性评定
• 4.1 引言
• 4.2 大梁有限元应力分析
• 4.2.1 机翼有限元应力分析
• 4.2.2 大梁CATIA 几何模型
• 4.2.3 大梁有限元分析
• 4.2.4 有限元结果分析
• 4.3 大梁试片耐久性试验概述
• 4.3.1 试片紧固孔的符合性检查
• 4.3.2 试验概况
• 4.3.3 断口判读与（a, t ） 数据集
• 4.4 大梁的耐久性评定
• 4.4.1 原始疲劳质量（IFQ）评估
• 4.4.2 SCGMC 计算
• 4.4.3 损伤度评估/经济寿命预测
• 4.4.4 耐久性评定结论
• 4.5 小结
• 第五章 机翼大梁耐久性试验
• 5.1 引言
• 5.2 大梁与机身六框连接区组合件疲劳试验
• 5.2.1 疲劳试验简介
• 5.2.2 试验件支持和加载
• 5.2.3 载荷情况、试验方法及测试项目
• 5.2.4 试验过程简介
• 5.2.5 试验结果
• 5.2.6 试验结果分析
• 5.2.7 试验结论
• 5.3 应变结果比较
• 5.4 小结
• 第六章 结论与展望
• 6.1 总结
• 6.2 展望
• 参考文献
• 致谢
• 在学期间的研究成果及发表的学术论文