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时间:2020-07-30
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1、飞机结构疲劳设计(二)王晓军航空科学与工程学院固体力学研究所1疲劳寿命设计目的疲劳寿命设计的目标是通过对疲劳关键部位进行合理的选材,开展抗疲劳结构细节设计,使飞机结构在谱载荷作用下,保证飞机在安全使用寿命期内破坏概率最小。通过分析和实验所给出的飞机安全寿命应满足订货方提出的设计使用寿命要求。2疲劳设计准则3疲劳设计原理4疲劳寿命估算方法4.1疲劳寿命的概念(1)疲劳寿命的定义飞机结构的疲劳寿命是指结构从投入使用到最后发生疲劳断裂所经历的飞行次数(或飞行小时数)。而飞机结构的疲劳断裂,是指飞机结构的关键部位发生了疲劳破坏,所以飞机结构
2、的疲劳寿命又是以关键部件的疲劳寿命为代表的。飞机结构的关键部件有时可能不止一个,这时它们的疲劳寿命相等为最佳,否则,只能以其中疲劳寿命最小者为代表。(2)无裂纹寿命的地位在全寿命中,无裂纹寿命和裂纹扩展寿命所占的比重各是多大,谁是主要的,还是平分秋色,这同结构形式、载荷条件、环境、材料等因素有关。例如,对于疲劳试验中的标准小试件(一般直径为6mm~10mm),试验中一旦出现裂纹,则很快就会断裂。这说明该试件裂纹形成寿命是主要的,而裂纹扩展寿命所占的比例则很小,甚至可以忽略不计。可是,对带有缺陷的板材的试验则不同,裂纹扩展寿命所占的比
3、例比较大,约占1/2,甚至更大。但是,随着冶金技术、加工工艺水平、无损探伤技术的不断提高,在结构的关键部位、危险的方向上确保无明显初始裂纹(缺陷)的存在,既是必要的,也是可能的。这样,结构的无裂纹寿命所占的比例必然会提高。因此,对于飞机结构,考虑其无裂纹寿命是必要的。无裂纹寿命的估算是疲劳学科研究的课题,而裂纹扩展寿命则是断裂力学研究的课题。那么,上述两个阶段究竟如何分界呢?工程上所谓的疲劳裂纹形成阶段常指疲劳成核并扩展到工程上可检裂纹长度的阶段。这里所说的可检裂纹长度是不确定的。有人认为,初始裂纹长度应是断裂力学计算方法可应用的最
4、短裂纹长度,也有人用疲劳机理、断裂机理分别算出应力集中处的材料破坏速率,当两种破坏速率相等时所对应的裂纹长度即为初始裂纹长度。然而从工程的观点看,初始裂纹的确定,是同裂纹检测手段和要求的置信水平有关的。(3)疲劳寿命估算方法分类估算疲劳寿命的方法可分为名义应力法和局部应力-应变法。名义应力法是最早形成的抗疲劳设计方法,它以材料或构件的S-N曲线为基础,对照试件或结构疲劳危险部位的应力集中系数和名义应力,结合疲劳损伤累积理论,校核疲劳强度或计算疲劳寿命。局部应力-应变法是一种较新的疲劳寿命估算方法,它以材料或构件的循环应力-应变曲线和
5、应变-寿命曲线为基础,将构件上的名义应力谱转换成危险部位的局部应力应变谱,结合疲劳损伤累积理论,进行疲劳寿命估算,主要应用于高应力、低循环疲劳(低周疲劳)寿命的估算。对于一些具有良好设计传统的设计、制造单位,也可采用类比法,即利用已知寿命的部件,通过类比原理来确定未知部件的寿命,但这需要原有经验和资料数据的积累。疲劳寿命估算方法的分类如下:4.2疲劳寿命估算的名义应力法用名义应力法估算飞机结构危险部位或拟具体计算的关键部位的疲劳寿命,需要做的工作很多,具体如下图中的估算程序框图所示。1)确定交变载荷环境、计算疲劳载荷谱(1)确定交变
6、载荷环境。可根据规范或飞行实测统计资料确定。(2)确定疲劳载荷谱。根据飞机预期的飞行任务。给出具有代表性的一种或几种飞行剖面图,从而将各种复杂载荷环境数据转换成具体飞机重心处的各种类型的疲劳载荷谱。2)确定危险部位应力谱这里首先要确定危险部位或关键部位。在进行寿命估算时危险部位应为已知。利用已确定的疲劳载荷谱,通过结构中应力和过载(或载荷)间的相互关系,计算危险部位的应力谱。对于较刚硬的飞机或者是飞机重心附近的部位,可认为待确定的应力谱和重心过载谱成线性关系,此时水平等速飞行时静载荷作用下(此时重心过载为1)常规强度计算所提供的应力
7、分析就可直接用于计算某部位的应力谱。3)取得对应于应力谱的曲线4)运用线性累积损伤原理进行寿命估算4.3应力严重系数法图4.16紧固件处链接板的受力情况图4.17旁路载荷P引起的局部应力图4.18传递载荷ΔP起的局部应力4.4局部应力—应变法名义应力法考虑材料及结构的疲劳特性均建立在应力与疲劳损伤的关系上。但实际上,疲劳应力只反映了结构所承受的载荷,而应变则反映了结构内部的变形,它和应力相比与疲劳损伤有更直接的联系。特别是在短寿命区,疲劳应力较大,应力集中部位进入塑性状态,再用应力与疲劳寿命的关系计算疲劳寿命就不行了。实验数据表明,
8、在疲劳寿命小于104时,S-N曲线不再适用了,必须用应变与疲劳寿命的关系来描述材料的疲劳特性,称为应变疲劳。用应变疲劳的方法计算结构寿命的方法称为局部应力一应变法。它的基本理论仍是Miner线性累积损伤理论,只是计算损伤度不再是用名义
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