飞机结构损伤与维修课程设计报告

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1、飞机结构疲劳强度与维修课程设计报告专业：飞行器制造工程学号：　　100146　　学生姓名：　　　所属学院：　航空工程学院　指导教师：　　　于洪　　　　二〇一三年六月目　　　录一、题目——程序块载荷谱下的疲劳寿命估算1二、解答流程4三、题目解答5（1）数据处理5（2）表格绘制6（3）求取S-N曲线9（4）运用累积损伤理论进行寿命估算11四、附录12（1）图3的matlab源程序：12（2）图4a的matlab源程序：14（3）图4b的matlab源程序：17（4）图5的matlab源程序：20一、题目——程序块载荷谱下的疲劳寿命估算图1为一中心孔LY12-

2、CZ铝合金板，板宽W=50mm，孔直径D=8mm。名义应力谱见表1，试求其疲劳寿命。图1中心孔板表1载荷谱23表2aLY12-CZ铝合金KT=2时的S-N曲线（单位：kg/mm2）表2bLY12-CZ铝合金KT=3时的S-N曲线（单位：kg/mm2）23表2cLY12-CZ铝合金KT=4时的S-N曲线（单位：kg/mm2）表2dLY12-CZ铝合金KT=5时的S-N曲线（单位：kg/mm2）23图2中心孔板理论应力集中系数二、解答流程（1）对表1数据进行单位转换。（2）对于Sm=0.00、N=102，取KT=2、3、4、5为横坐标，Sa=35.24、29

3、.27、24.64、22.35为纵坐标，KT=2.6进行三次样条插值。得一个对应插值Sa。（3）对于Sm=3.5、7.0、10.5、14.00、17.50、21.00、25.00、30.00重复步骤（2），得包含步骤（2）中Sa在内共9个对应插值Sa。（4）以Sm=0.00、3.50、7.00、10.50、14.00、17.50、21.00、25.00、30.00为横坐标，以步骤（3）中9个插值Sa为纵坐标进行插值，得一条KT=2.6、N=102下的Sa-Sm曲线。（5）对于N=103、104、2×104、4×104、105、4×105、106、3×10

4、6、107，重复步骤（2）、（3）、（4）得包含步骤（4）中Sa-Sm曲线在内共10条KT=2.6下的与10个疲劳寿命N相对应的Sa-Sm插值曲线。23（6）对于表1中第1级中的Sm=3.62在步骤（5）的10条KT=2.6的插值曲线中依次找出与10个疲劳寿命N相对应的10个Sa值。（7）以10个疲劳寿命值N为横坐标，以步骤（6）中相对应的10个Sa值为纵坐标进行插值，得出一条KT=2.6、Sm=3.62下的Sa-N曲线。（8）根据表1，与Sm=3.62相对应的Sa值为5.87。在步骤六得出的Sa-N曲线中查找出相对应的N值，至此，得出KT=2.6，Sm

5、=3.62，Sa=5.87下对应的N值。（9）重复步骤（2）至（8），得出2、3、4、5、6、7、8级下对应的N值。（10）根据线性累积损伤理论进行疲劳寿命估算。三、题目解答（1）数据处理（a）首先注意到，题目中表1和表2中数据的单位不同。表1单位为MPa，表2单位为Kg/mm2。需要将表一中的数据进行转换。单位换算公式如下：1Mg/mm2=9.8N/10-6m2=9.8MPa所以，表1里面Smax和Smin均应除以9.8，才与表格2数据匹配。处理结果如下：表3a未经单位转换的载荷谱级数Smax/MPaSmin/MPaSm/MPaSa/MPa循环次数n1

6、93-2235.557.5845021411980616723220-6478142584318-12198.5219.52534227184.5157.576193096.596.5130717641108.567.5982885-5913725180表3b经单位转换的载荷谱23级数Smax(Kg/mm2)Smin(Kg/mm2)SM(Kg/mm2)SA(Kg/mm2)循环次数n19.49-2.243.625.878450214.391.948.166.22672322.45-6.537.9614.4958432.45-12.3510.0522.402

7、534.902.7618.8316.077619.690.009.859.85130717.964.1811.076.8998288.67-6.021.337.355180（b）由题目知，中心孔LY12-CZ铝合金板的板宽W=50mm，孔直径D=8mm。DW=0.16，在图2中找出对应的KT=2.6。（2）表格绘制（a）根据表2中a，b，c，d各个表格的数据，对给定的疲劳寿命N=102，可以以Sm为横坐标，以Sa为纵坐标，画出对应四个KT值的离散的点。用matlab作图如下所示：23图3N=102时不同KT值下Sa-Sm的离散点（程序见附录(1)）（b）

8、在matlab中对KT=2.6进行三次样条插值，得KT=2.6时离散的点，然后对