本文關鍵詞：高鎖螺栓干涉量對飛機結構連接件的疲勞壽命增益研究

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【摘要】：我國航空制造由于歷史原因,在初期發(fā)展階段得到了前蘇聯(lián)的大量幫助和指導,所以目前我國飛機高鎖螺栓裝配標準均是沿用前蘇聯(lián)裝配標準,由于缺乏相關理論和試驗研究,該標準與我國軍用飛機裝配中已表現(xiàn)出了嚴重的不適應性,在裝配中經(jīng)常出現(xiàn)干涉量過大而導致螺栓彎曲甚至斷裂的情況。本文針對某型飛機鋁合金材料結構,研究高鎖螺栓的干涉量在不同夾層厚度的基體上對結構件的疲勞增益機理,針對某系列飛機以及后續(xù)機型鋁合金材料大約束厚夾層結構特點制定最合理的高鎖螺栓干涉連接安裝規(guī)范,從而保障某型飛機的裝配質量。主要內(nèi)容如下:(1)介紹了干涉配合的飛機結構抗疲勞強化機理,并且根據(jù)疲勞壽命及細節(jié)疲勞額定值法相關理論,確定了試驗系統(tǒng)和疲勞試驗方案,對不同干涉量的高鎖螺栓結構件進行疲勞試驗。(2)提出了一種預測萌生裂紋壽命的方法。根據(jù)試驗結果和裂紋擴展機理假設模型推導出了一種裂紋擴展規(guī)律的公式,并在試驗中得到了很好的驗證,仿真和試驗數(shù)據(jù)中應力的變化值達到了很好的一致性。通過該公式分別求得不同干涉量下的高鎖螺栓結構件的0.8mm下的裂紋萌生壽命。結果表明:在厚度為10mm,孔徑為9.4mm,最大應力170Mpa的相同情況下,干涉量1.19%的試驗件的裂紋萌生壽命要遠遠高于干涉量0.75%的試驗件的裂紋萌生壽命。在可靠性壽命小于15萬次時,厚度6mm,孔徑7.8mm的試件的最佳干涉量應該在0.87%附近,此時結構件獲得的疲勞增益是最大的;而可靠性壽命大于15萬次時,厚度6mm,孔徑7.8mm的試件的最佳干涉量應該在0.65%附近。(3)利用有限元軟件構建不同高鎖螺栓干涉量下的結構件三維模型,模擬疲勞試驗過程,進行數(shù)值模擬分析,結果表明:盡管干涉量的增大可以使結構件更加降低Y向應力水平,但超過一定范圍后干涉量的增大對應力減小就不明顯了。并且,在實際工程應用中,干涉量的增大會帶來整個裝配工藝上的困難,比如螺栓難以打入結構件中、螺栓打入過程孔內(nèi)發(fā)生較大形變、使結構件報廢、有時甚至打入過程發(fā)生螺栓的斷裂等。所以,根據(jù)有限元仿真結果結合實際裝配條件等因素來看,建議孔徑9.4mm厚度10mm試件的干涉量在1%~1.5%之間,孔徑7.8mm厚度6mm試件的干涉量在0.5%~1%之間,這是比較符合工程實際情況的。并且,這與試驗結果也相符合。
【關鍵詞】：高鎖螺栓 干涉配合 疲勞壽命增益 有限元 疲勞壽命分析
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2016
【分類號】：V215.5
【目錄】：

• 摘要4-5
• ABSTRACT5-14
• 注釋表14-15
• 第一章 緒論15-20
• 1.1 研究背景及意義15-16
• 1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀16-18
• 1.2.1 國外研究現(xiàn)狀16
• 1.2.2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀16-18
• 1.2.3 問題的提出18
• 1.3 本文研究內(nèi)容18-20
• 第二章 基于干涉配合的飛機結構抗疲勞強化技術20-27
• 2.1 抗疲勞強化技術及分類20-22
• 2.1.1 強化技術的定義20
• 2.1.2 強化技術的分類20-22
• 2.2 干涉量的定義22
• 2.3 結構件孔邊應力分布22-24
• 2.4 干涉配合的強化機理24-26
• 2.5 本章小結26-27
• 第三章 疲勞試驗系統(tǒng)及試驗方案27-45
• 3.1 疲勞相關理論27-31
• 3.1.1 疲勞定義及分類27-29
• 3.1.2 疲勞壽命與影響因素29-31
• 3.2 細節(jié)疲勞額定值方法31-36
• 3.2.1 細節(jié)疲勞額定值法基本假設及定義31-32
• 3.2.3 細節(jié)疲勞額定值可靠性計算32-34
• 3.2.4 細節(jié)疲勞額定值與S-N曲線關系34-35
• 3.2.5 標識載荷換算35-36
• 3.3 疲勞試驗系統(tǒng)36-41
• 3.3.1 試驗件36-37
• 3.3.2 試驗設備37-41
• 3.4 試驗方案41-44
• 3.4.1 試驗要求42-43
• 3.4.2 試驗步驟43-44
• 3.5 本章小結44-45
• 第四章 疲勞裂紋萌生壽命預測方法45-56
• 4.1 基于細節(jié)疲勞額定值法的裂紋萌生壽命預測45-46
• 4.2 基于應力監(jiān)測的裂紋萌生壽命預測46-49
• 4.2.1 疲勞萌生壽命預測理論46-48
• 4.2.2 疲勞萌生壽命預測流程48-49
• 4.3 試驗驗證分析49-55
• 4.3.1 編組9試驗數(shù)據(jù)分析49-52
• 4.3.2 編組10試驗數(shù)據(jù)分析52-55
• 4.4 本章小結55-56
• 第五章 不同應力下的疲勞萌生壽命試驗研究56-67
• 5.1 編組4試驗數(shù)據(jù)分析56-59
• 5.2 編組5試驗數(shù)據(jù)分析59-62
• 5.3 編組6試驗數(shù)據(jù)分析62-66
• 5.4 本章小結66-67
• 第六章 干涉量對試驗件疲勞強度影響的仿真分析67-82
• 6.1 仿真分析原理67
• 6.2 仿真分析方法67-70
• 6.2.1 試驗件模型68-69
• 6.2.2 仿真參數(shù)設置69-70
• 6.3 仿真計算結果分析70-80
• 6.3.1 孔徑 9.4mm，，厚度 10mm的試驗件仿真結果71-76
• 6.3.2 孔徑 7.8mm，厚度 6mm的試驗件仿真結果76-80
• 6.4 本章小結80-82
• 第七章 總結與展望82-84
• 參考文獻84-88
• 致謝88-89
• 在學期間的研究成果及發(fā)表的學術論文89

【參考文獻】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前10條

1 趙勇;甘學東;倪孟龍;;飛機結構抗疲勞強化技術應用思考[J];航空制造技術;2015年03期

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3 王雷;李玉龍;索濤;郭亞洲;;航空常用鋁合金動態(tài)拉伸力學性能探究[J];航空材料學報;2013年04期

4 姜杰鳳;董輝躍;柯映林;;高鎖螺栓干涉連接中極限干涉量[J];機械工程學報;2013年03期

5 董彥民;劉文s

本文編號：696444