飞机结构强度疲劳试验加速技术,此文是一篇飞机论文范文,为你的毕业论文写作提供有价值的参考。
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摘 要：在进行飞机结构强度疲劳研究与试验过程中,为缩短研制周期,加快试验进程,根据疲劳损伤理论,推导得到与原载荷谱具有相同损伤的当量化载荷谱和放大应力载荷谱.试验时根据试验件结构与载荷特点,将疲劳载荷谱中加载次数较多、载荷值较小的载荷情况进行等损伤计算,折算为当量化载荷加载次数,应用当量化载荷谱代替原疲劳载荷谱进行疲劳试验加载,并通过放大载荷进一步加速试验进程.试验结果表明通过选择合适的当量化载荷和进行适当的载荷放大可以获得可靠的疲劳试验结果,该疲劳试验加速方法可应用于类似疲劳结构试验中.
关键词：飞机结构；疲劳试验；当量载荷谱；加速试验
中图法分类号：V216.3 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2018）17-0144-02
Abstract： In order to shorten the development period and speed up the test process during the research and test of aircraft structure strength fatigue, according to the fatigue damage theory, the time-quantized load spectrum and magnified stress load spectrum with the same damage as the original load spectrum are derived. According to the structure and load characteristics of the test piece, the equivalent damage of the load with more loading times and aller load value in the fatigue load spectrum is calculated as the number of times the load is quantized. The time-quantized load spectrum is used instead of the original fatigue load spectrum to carry out the fatigue test loading, and the test process is further accelerated by magnifying the load. The experimental results show that reliable fatigue test results can be obtained by selecting appropriate quantitative loads and amplifying appropriate loads, and this accelerated fatigue test method can be applied to similar fatigue structural tests.
Keywords： aircraft structure； fatigue test； equivalent load spectrum； acceleration test
航空飞行器结构的研制遵循其强度规范,必须用充分的全尺寸疲劳试验依据来证明在飞机的设计使用目标寿命期内不会产生广布疲劳损伤[1].现代先进民机使用寿命长,采用疲劳试验加速技术能够缩短产品的研制周期,加快试验进程,减少研制费用.
疲劳试验加速分为两种：一种是加速寿命试验,在产品的失效机理不变的前提下,通过当量化加速试验的方法在较短的试验时间内就能获得产品疲劳损伤,另一种是加速应力试验,通过加大应力可以暴露产品缺陷[2].只要了解了产品寿命与应力之间的数学关系,明确了加速模型,那么在加速试验过程中获得的数据就可以外推得到在正常使用条件下的产品可靠性信息[3,4].
1 加速试验的方法
对于民机结构而言,结构细节处的塑性影响可以忽略,线性累积损伤理论可以成立.根据S-N曲线和等寿命曲线的直线假设,可得[5,6]：
式中：B为S-N曲线斜率；DFR为细节疲劳额定值；R为应力比；Sm为平均应力；Sa为应力幅；Smax为最大应力.
1.1 当量化加速载荷
一个应力谱可以通过等损伤折算,当量成某一级应力和相应的当量循环数.把该级应力选定为R等于-1即Sm等于0的应力水平,该级应力水平既有Sm等于常数的S-N曲线的特征,又有R等于常数的S-N曲线的特征.在Sm等于0时,Sa等于Smax,可以得下式：
（3）
1.2 放大应力加速载荷
对于细节已确定的结构DFR值不变,利用S-N曲线的直线假设,根据（3）式可得应力水平对寿命比的影响：
对于航空铝材B值为-3.322,当应力增大为1.14倍和1.254倍时对应的寿命比为0.65和0.47,即以1.14倍疲劳载荷完成一个寿命期加载等同于按原载荷进行了1.55个寿命期加载,以1.254倍疲劳载荷完成一个寿命期加载等同于按原载荷进行了2.12個寿命期加载[7].
2 当量化载荷谱计算
某型飞机寿命为16000飞行小时,考虑疲劳分散系数,试验寿命为64000飞行小时.试验装置见图1,试验设置了三个加载点P1、P2和PA,进行该机翼大梁与机身6框接头连接区组合体疲劳试验时,在保证2-3肋间的杆元正应力、板元剪应力与有限元应力计算值一致的条件下,对试验载荷进行简化,把载荷谱中加载次数较多、载荷值较小的载荷工况进行等损伤计算,折算为当量化载荷加载次数,从而缩短试验周期.
结论：适合飞机论文写作的大学硕士及相关本科毕业论文，相关飞机开题报告范文和学术职称论文参考文献下载。
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