飛機結構疲勞壽命可靠性技術一直是發展航空事業，保障飛行安全的關鍵技術。而且隨著航空工業的繼續發展，人們對飛機各種性能要求的不斷提高，新機種的設計出現以及大量新技術、新材料、新結構的採用，使得飛機結構又面臨著新的疲勞/斷裂與壽命可靠性問題的困擾。這些都是必須不斷認真研究解決的現實問題。從這個意義上講，展開對飛機結構疲勞/斷裂與壽命可靠性等問題的研究仍是目前這一領域的一項重要任務。
基本介紹
- 中文名：飛機結構疲勞壽命可靠性研究
- 外文名：Study on fatigue life reliability of aircraft structures
- 作者：張書明
- 學位級別： d 2001n
基本信息,內容簡介,
基本信息
外文題名 Study on fatigue life reliability of aircraft structures
論文作者 張書明著
導師 王德俊,閻楚良教授指導
學科專業 機械設計與理論
學位級別 d 2001n
學位授予單位 東北大學
學位授予時間 2001
關鍵字 飛機 疲勞壽命可靠性
內容簡介
首先介紹了飛機結構疲勞壽命可靠性研究的進展與現狀。提出了飛機結構部件載荷標定試驗的通用力學模型，通過結構部件直接進行應變橋路感測器設計和標定載入試驗的現場實施以及對試驗數據的分析處理、最佳化與檢驗、置信區間探討、誤差控制分析，提出了對載荷誤差方程求導，實現最小誤差控制的試驗載荷計算，完成試驗載荷的最佳化設計，建立了以飛機機翼、尾翼等大型結構部件為例的載荷輸入與應變輸出關係方程，以此來獲得載荷測量截面在實際工作過程中的載荷-時間歷程，為壽命估算、可靠性設計等提供重要依據。
在文獻[3]提出的給定應力比下的廣義S-N曲面的內容的基礎上，給出了廣義S-N曲面在給定均值條件下的建立方法與運用實例，並提出了一種新的斷裂性能可靠性曲面的建立、測定及擬合的方法。分別利用多參數的福爾曼(Forman)和沃克爾(Walker)裂紋擴展模型，將應力強度因子變程△K和應力強度因子均值K〓作為二元變數，建立了空間K〓-da/dN-△K曲面。考慮應力幅值和均值的共同作用，建立了沃克爾型裂紋擴展壽命的σ〓-σ〓-N〓曲面，為產品進行機率損傷容限設計和裂紋擴展可靠性壽命估算提供了重要依據。
建立了以無限壽命設計、有限壽命設計、壽命分散係數和結構系統的壽命可靠性為代表的飛機疲勞壽命可靠性設計方法，在兼顧設計的安全性和經濟性的條件下，以保證構件在使用期間內、在規定的條件下工作有較大的可靠性。
飛機結構的破壞實際上指飛機結構的關鍵部位發生了疲勞破壞，所以飛機結構關鍵部件的疲勞壽命就代表了飛機的疲勞壽命。為了克服線性累積損傷理論的缺陷，根據類比思想，提出線性累積損傷二維相對Miner法則，它的主要特點是一方面避免了未考慮應力均值給壽命帶來的影響，另一方面是克服了不知累積損傷D的確切取值給壽命計算可能帶來巨大誤差的缺點。它與載荷譜變幅值、變均值的雨流計數法直接相關，完善了二維疲勞壽命和疲勞損傷估算的理論體系。
飛機全尺寸結構疲勞試驗乃一種驗證性試驗，是結構疲勞設計和飛機定壽、延壽工作中不可缺少的重要環節。其目的是對設計階段所採用的一切假設或構想做出驗證，必要時對發現的結構薄弱環節進行再設計改進，並為結構的使用壽命或檢修周期提供可靠的依據。但是全尺寸飛機結構的疲勞試驗有其特點，試驗技術比較複雜，環節多，試驗件的支持，載入點的設計及安裝、試驗載荷的實施等環節都直接影響了試驗質量的好壞。為了保證試驗件的考核部位能夠得到真實、充分的考核，並使試驗安全可靠順利進行，論文的第七章結合實際的工程項目“轟炸六型飛機全機疲勞試驗”對全尺寸飛機結構疲勞試驗進行了探討。在所獲得的全尺寸疲勞試驗結果的基礎上，根據壽命分散係數方法估算了轟六飛機的安全使用壽命。
藉助當量壽命機率分布，提出了轟六飛機的中值隨機疲勞載荷譜的編制原理。中值隨機疲勞載荷譜與確定飛機使用壽命的分散係數法相關一致，能夠真實地展現結構在實際工作中的自然形態載荷—時間歷程，保持了載荷—時間和各個狀態參數的一一對應關係。進行疲勞試驗時，能夠真實地再現結構關鍵部位疲勞損傷依賴於時間的裂紋萌生、裂紋擴展和斷裂的全過程〓。
在文獻[3]提出的給定應力比下的廣義S-N曲面的內容的基礎上，給出了廣義S-N曲面在給定均值條件下的建立方法與運用實例，並提出了一種新的斷裂性能可靠性曲面的建立、測定及擬合的方法。分別利用多參數的福爾曼(Forman)和沃克爾(Walker)裂紋擴展模型，將應力強度因子變程△K和應力強度因子均值K〓作為二元變數，建立了空間K〓-da/dN-△K曲面。考慮應力幅值和均值的共同作用，建立了沃克爾型裂紋擴展壽命的σ〓-σ〓-N〓曲面，為產品進行機率損傷容限設計和裂紋擴展可靠性壽命估算提供了重要依據。
建立了以無限壽命設計、有限壽命設計、壽命分散係數和結構系統的壽命可靠性為代表的飛機疲勞壽命可靠性設計方法，在兼顧設計的安全性和經濟性的條件下，以保證構件在使用期間內、在規定的條件下工作有較大的可靠性。
飛機結構的破壞實際上指飛機結構的關鍵部位發生了疲勞破壞，所以飛機結構關鍵部件的疲勞壽命就代表了飛機的疲勞壽命。為了克服線性累積損傷理論的缺陷，根據類比思想，提出線性累積損傷二維相對Miner法則，它的主要特點是一方面避免了未考慮應力均值給壽命帶來的影響，另一方面是克服了不知累積損傷D的確切取值給壽命計算可能帶來巨大誤差的缺點。它與載荷譜變幅值、變均值的雨流計數法直接相關，完善了二維疲勞壽命和疲勞損傷估算的理論體系。
飛機全尺寸結構疲勞試驗乃一種驗證性試驗，是結構疲勞設計和飛機定壽、延壽工作中不可缺少的重要環節。其目的是對設計階段所採用的一切假設或構想做出驗證，必要時對發現的結構薄弱環節進行再設計改進，並為結構的使用壽命或檢修周期提供可靠的依據。但是全尺寸飛機結構的疲勞試驗有其特點，試驗技術比較複雜，環節多，試驗件的支持，載入點的設計及安裝、試驗載荷的實施等環節都直接影響了試驗質量的好壞。為了保證試驗件的考核部位能夠得到真實、充分的考核，並使試驗安全可靠順利進行，論文的第七章結合實際的工程項目“轟炸六型飛機全機疲勞試驗”對全尺寸飛機結構疲勞試驗進行了探討。在所獲得的全尺寸疲勞試驗結果的基礎上，根據壽命分散係數方法估算了轟六飛機的安全使用壽命。
藉助當量壽命機率分布，提出了轟六飛機的中值隨機疲勞載荷譜的編制原理。中值隨機疲勞載荷譜與確定飛機使用壽命的分散係數法相關一致，能夠真實地展現結構在實際工作中的自然形態載荷—時間歷程，保持了載荷—時間和各個狀態參數的一一對應關係。進行疲勞試驗時，能夠真實地再現結構關鍵部位疲勞損傷依賴於時間的裂紋萌生、裂紋擴展和斷裂的全過程〓。
