【摘要】：飛機結構的設計思想來源于結構的使用實踐。隨著飛機結構的設計理念不斷地進步,人們發(fā)現(xiàn)疲勞與腐蝕疲勞現(xiàn)象普遍存在于飛機結構中。1954年到1995年間,由于結構問題導致的飛機事故總共有67件,而其中43.2%的事故都與疲勞以及腐蝕疲勞有關,所以研究飛機重要結構的疲勞與腐蝕疲勞性能至關重要。某型飛機翼梁根部連接區(qū)域采用7475-T7351鋁合金、TA15合金等多種材料,針對該結構在飛機服役過程中的所受到的載荷以及服役環(huán)境影響,本文設計試驗方法用于模擬該結構的疲勞破壞以及腐蝕疲勞破壞過程,并專門設計并使用一套加速腐蝕設備,用于研究腐蝕環(huán)境對該結構疲勞性能的影響。結果表明,由于結構件密封性能較好,采用的防腐措施得當,腐蝕環(huán)境對該結構裂紋萌生壽命并沒有太大影響,也無法改變裂紋萌生位置,試驗件出現(xiàn)初始裂紋位置在下壁板螺栓沉頭處,疲勞試驗裂紋出現(xiàn)時間為88個載荷譜(約17600個飛行小時),與仿真結果擬合較好;但腐蝕環(huán)境對于裂紋擴展起到了加速作用,使試驗件在形成穿透裂紋之后壽命降低了22.18%。
【圖文】：

某型飛機翼梁根部連接區(qū)模擬件疲勞性能試驗與分析美國空軍對飛機的結構壽命以及可靠性要求做出了重大調整，飛機結構在其使用壽命期內的維修成本，用耐久性設計取代了耐久性/損傷容限設計理論。其中耐久性指的是在規(guī)定時間內，括應力腐蝕和氫引起的開裂）、腐蝕、熱退化、剝離、磨損和外容限特性則考慮了飛機結構在規(guī)定的未修使用周期內，抵抗由破壞的能力。如圖 1.1 所示為 F111 結構件疲勞裂紋。

圖 1. 2 F15C 空中解體勞是結構在交變載荷和腐蝕環(huán)境耦合作用下所產生的一種極為常見結構的一種主要損傷形式，惡劣的環(huán)境不僅能夠腐蝕結構的表面，還擴展，，從而使得飛機在服役過程中，由于所處環(huán)境和飛行強度的不同。機中鋁合金的使用量占飛機結構的 60%到 90%，腐蝕往往會使鋁合[2]，而高強度鋁合金及其連接結構是飛機結構中較易腐蝕的結構，翼要承受彎矩和剪力的展向受力構件，其根部連接區(qū)在服役環(huán)境下的疲極為重要的，因此通過試驗來研究該類結構在常規(guī)環(huán)境以及腐蝕環(huán)性具有非常重要的工程價值。文課題來源為《XX 飛機翼梁下緣條根部連接區(qū)模擬件疲勞試驗》，組織的標準環(huán)境譜和 XX 飛機的設計載荷譜為基礎，進行模擬件在常疲勞試驗，用以確定某型飛機翼梁下緣條根部連接區(qū)在常規(guī)環(huán)境以及勞特性。外研究情況
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V215.5

【參考文獻】

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本文編號：2633850