飛機(jī)整體翼梁結(jié)構(gòu)損傷容限試驗(yàn)及分析研究.pdf

1、應(yīng)用大型一體化整體結(jié)構(gòu)代替?zhèn)鹘y(tǒng)鉚接組合結(jié)構(gòu)已成為當(dāng)今國(guó)內(nèi)外飛機(jī)結(jié)構(gòu)研制的一大趨勢(shì)。整體結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢(shì)主要在于結(jié)構(gòu)承載能力強(qiáng)、結(jié)構(gòu)重量輕，加工工藝簡(jiǎn)單，應(yīng)力集中部位和潛在疲勞裂紋起裂源少，在相同的材料性能和重量前提下，整體結(jié)構(gòu)也比常規(guī)組合結(jié)構(gòu)大大降低制造成本。整體結(jié)構(gòu)的劣勢(shì)主要在于其缺少鉚釘孔這樣的“天然”止裂元件而使得其破損安全性能受到不利影響，更容易形成廣布疲勞損傷。正因?yàn)槿绱耍陙?lái)整體結(jié)構(gòu)的損傷容限特性研究越來(lái)越受到工程技術(shù)人員的廣泛

2、關(guān)注。 本文立足于工程實(shí)際，針對(duì)某民用支線飛機(jī)整體翼梁結(jié)構(gòu)，通過(guò)試驗(yàn)和理論計(jì)算分析，研究了其損傷容限特性。 首先，本文對(duì)含裂紋整體翼梁結(jié)構(gòu)進(jìn)行了裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)、剩余強(qiáng)度試驗(yàn)及斷口分析。 其次，本文利用ANSYS有限元工程分析軟件，對(duì)整體翼梁結(jié)構(gòu)進(jìn)行了應(yīng)力強(qiáng)度因子分析，分別討論了裂紋按照直線、試驗(yàn)真實(shí)軌跡、最大拉應(yīng)力理論預(yù)測(cè)軌跡前進(jìn)的應(yīng)力強(qiáng)度因子分析；進(jìn)一步討論了蒙皮孔邊裂紋、腹板厚度、止裂筋條等重量情況下高厚