發(fā)布時(shí)間：2020-04-19 23:18

【摘要】：飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)思想來(lái)源于結(jié)構(gòu)的使用實(shí)踐。隨著飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)理念不斷地進(jìn)步,人們發(fā)現(xiàn)疲勞與腐蝕疲勞現(xiàn)象普遍存在于飛機(jī)結(jié)構(gòu)中。1954年到1995年間,由于結(jié)構(gòu)問(wèn)題導(dǎo)致的飛機(jī)事故總共有67件,而其中43.2%的事故都與疲勞以及腐蝕疲勞有關(guān),所以研究飛機(jī)重要結(jié)構(gòu)的疲勞與腐蝕疲勞性能至關(guān)重要。某型飛機(jī)翼梁根部連接區(qū)域采用7475-T7351鋁合金、TA15合金等多種材料,針對(duì)該結(jié)構(gòu)在飛機(jī)服役過(guò)程中的所受到的載荷以及服役環(huán)境影響,本文設(shè)計(jì)試驗(yàn)方法用于模擬該結(jié)構(gòu)的疲勞破壞以及腐蝕疲勞破壞過(guò)程,并專(zhuān)門(mén)設(shè)計(jì)并使用一套加速腐蝕設(shè)備,用于研究腐蝕環(huán)境對(duì)該結(jié)構(gòu)疲勞性能的影響。結(jié)果表明,由于結(jié)構(gòu)件密封性能較好,采用的防腐措施得當(dāng),腐蝕環(huán)境對(duì)該結(jié)構(gòu)裂紋萌生壽命并沒(méi)有太大影響,也無(wú)法改變裂紋萌生位置,試驗(yàn)件出現(xiàn)初始裂紋位置在下壁板螺栓沉頭處,疲勞試驗(yàn)裂紋出現(xiàn)時(shí)間為88個(gè)載荷譜(約17600個(gè)飛行小時(shí)),與仿真結(jié)果擬合較好;但腐蝕環(huán)境對(duì)于裂紋擴(kuò)展起到了加速作用,使試驗(yàn)件在形成穿透裂紋之后壽命降低了22.18%。
【圖文】：

某型飛機(jī)翼梁根部連接區(qū)模擬件疲勞性能試驗(yàn)與分析美國(guó)空軍對(duì)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)壽命以及可靠性要求做出了重大調(diào)整，飛機(jī)結(jié)構(gòu)在其使用壽命期內(nèi)的維修成本，用耐久性設(shè)計(jì)取代了耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)理論。其中耐久性指的是在規(guī)定時(shí)間內(nèi)，括應(yīng)力腐蝕和氫引起的開(kāi)裂）、腐蝕、熱退化、剝離、磨損和外容限特性則考慮了飛機(jī)結(jié)構(gòu)在規(guī)定的未修使用周期內(nèi)，抵抗由破壞的能力。如圖 1.1 所示為 F111 結(jié)構(gòu)件疲勞裂紋。

圖 1. 2 F15C 空中解體勞是結(jié)構(gòu)在交變載荷和腐蝕環(huán)境耦合作用下所產(chǎn)生的一種極為常見(jiàn)結(jié)構(gòu)的一種主要損傷形式，惡劣的環(huán)境不僅能夠腐蝕結(jié)構(gòu)的表面，還擴(kuò)展，，從而使得飛機(jī)在服役過(guò)程中，由于所處環(huán)境和飛行強(qiáng)度的不同。機(jī)中鋁合金的使用量占飛機(jī)結(jié)構(gòu)的 60%到 90%，腐蝕往往會(huì)使鋁合[2]，而高強(qiáng)度鋁合金及其連接結(jié)構(gòu)是飛機(jī)結(jié)構(gòu)中較易腐蝕的結(jié)構(gòu)，翼要承受彎矩和剪力的展向受力構(gòu)件，其根部連接區(qū)在服役環(huán)境下的疲極為重要的，因此通過(guò)試驗(yàn)來(lái)研究該類(lèi)結(jié)構(gòu)在常規(guī)環(huán)境以及腐蝕環(huán)性具有非常重要的工程價(jià)值。文課題來(lái)源為《XX 飛機(jī)翼梁下緣條根部連接區(qū)模擬件疲勞試驗(yàn)》，組織的標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境譜和 XX 飛機(jī)的設(shè)計(jì)載荷譜為基礎(chǔ)，進(jìn)行模擬件在常疲勞試驗(yàn)，用以確定某型飛機(jī)翼梁下緣條根部連接區(qū)在常規(guī)環(huán)境以及勞特性。外研究情況
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類(lèi)號(hào)】：V215.5

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前10條

1 杜運(yùn)興;歐陽(yáng)卿;周芬;;螺栓桿應(yīng)力集中系數(shù)的研究[J];工程力學(xué);2014年10期

2 張勇;孫強(qiáng);卞貴學(xué);李巖;;飛機(jī)結(jié)構(gòu)的腐蝕防護(hù)與腐蝕疲勞研究的發(fā)展趨勢(shì)[J];新技術(shù)新工藝;2014年05期

3 張杰;馬永亮;;3種疲勞裂紋擴(kuò)展速率模型比較[J];實(shí)驗(yàn)室研究與探索;2012年08期

4 耿德平;宋慶功;;航空材料腐蝕疲勞研究進(jìn)展[J];腐蝕與防護(hù);2011年03期

5 張丹峰;陳躍良;;海洋環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞性能退化規(guī)律研究[J];強(qiáng)度與環(huán)境;2009年05期

6 張丹峰;譚曉明;陳躍良;;海洋環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞研究現(xiàn)狀[J];裝備環(huán)境工程;2009年02期

7 李戈嵐,劉漢海;耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)簡(jiǎn)介[J];飛機(jī)設(shè)計(jì);2004年04期

8 陳群志;孫祚東;韓恩厚;常鐵軍;張蕾;王逾涯;;典型飛機(jī)結(jié)構(gòu)加速腐蝕試驗(yàn)方法研究[J];裝備環(huán)境工程;2004年02期

9 黃桂橋;鋁合金在海洋環(huán)境中的腐蝕研究(Ⅲ)——海水飛濺區(qū)16年暴露試驗(yàn)總結(jié)[J];腐蝕與防護(hù);2003年02期

10 李玉海,劉文s

本文編號(hào)：2633850