一百年來飛機(jī)的出現(xiàn)和發(fā)展帶來了航空運(yùn)輸業(yè)的繁榮,如何對(duì)飛機(jī)零部件進(jìn)行更優(yōu)的設(shè)計(jì)以提高性能成為人們孜孜以求的目標(biāo)。飛機(jī)在飛行中承受的載荷通過連接件傳遞到承力構(gòu)件上,導(dǎo)致承力構(gòu)件常出現(xiàn)應(yīng)力集中并成為疲勞破壞的薄弱部位,同時(shí)由于構(gòu)件的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)與受力狀態(tài)有直接關(guān)系,因此分析細(xì)節(jié)特征對(duì)承力件整體性能的影響并據(jù)此進(jìn)行設(shè)計(jì)或改進(jìn)很有必要。本文針對(duì)飛機(jī)承力腹板構(gòu)件在服役過程中出現(xiàn)疲勞壽命不足,以腹板構(gòu)件為研究對(duì)象,采用有限元分析和試驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的手段進(jìn)行研究。主要研究內(nèi)容如下:首先基于ANSYS Workbench平臺(tái)建立構(gòu)件有限元模型并對(duì)受載后的應(yīng)力分布和疲勞性能進(jìn)行分析,分析表明:疲勞失效的原因是連接孔邊應(yīng)力水平過高;對(duì)不同型號(hào)腹板構(gòu)件的對(duì)比分析表明:增加橫向筋條的構(gòu)件力學(xué)性能較原結(jié)構(gòu)變差,增大底角的構(gòu)件性能較原結(jié)構(gòu)更好,其原因是結(jié)構(gòu)的變化造成局部剛度變化,最終導(dǎo)致載荷在構(gòu)件各部分的分配比例改變;腹板構(gòu)件對(duì)比試驗(yàn)結(jié)果與有限元分析結(jié)論一致。其次建立連接軸的精確模型和構(gòu)件參數(shù)化模型�；谶B接軸精確模型對(duì)其結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)進(jìn)行對(duì)比分析并改進(jìn)結(jié)構(gòu);基于響應(yīng)面法對(duì)構(gòu)件參數(shù)化模型進(jìn)行計(jì)算,獲得加筋板結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)參數(shù)變化對(duì)... 

【文章來源】：沈陽航空航天大學(xué)遼寧省

【文章頁數(shù)】：72 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

美國F35飛機(jī)典型結(jié)構(gòu)件及幾何特征參數(shù)

程中出現(xiàn)疲勞壽命不足的問題，以腹板構(gòu)件為研究對(duì)象，分，對(duì)具有不同結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的腹板構(gòu)件進(jìn)行對(duì)比，研究不同細(xì)節(jié)影響和細(xì)節(jié)特征參數(shù)變化對(duì)構(gòu)件性能的影響規(guī)律。研究結(jié)果設(shè)計(jì)提供依據(jù)，也為飛機(jī)其它關(guān)鍵承載結(jié)構(gòu)件的設(shè)計(jì)、改進(jìn)考方法。構(gòu)件的發(fā)展采用木布結(jié)構(gòu)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)件主要是木質(zhì)的支撐框架和板類零組成的飛機(jī)機(jī)身[2]，飛機(jī)的大梁和骨架由木條和木三夾板組之間采用螺栓相連接。木質(zhì)結(jié)構(gòu)件的優(yōu)點(diǎn)就是質(zhì)量輕，采用起飛的條件：升力大于自身的重力。隨后這種形式的木質(zhì)構(gòu)構(gòu)更加合理，并一直在飛機(jī)上使用到第一次世界大戰(zhàn)結(jié)束。

結(jié)構(gòu)件強(qiáng)度的同時(shí)，又可以明顯降低構(gòu)件的重量，使結(jié)構(gòu)件的外形得到優(yōu)化，材料性能獲得充分利用。飛機(jī)上一克重量一克金，現(xiàn)代飛機(jī)為了減輕重量提高性能，不斷優(yōu)化設(shè)計(jì)后的構(gòu)件形狀趨于復(fù)雜化。圖1.3是現(xiàn)役世界上最大的艦載戰(zhàn)斗機(jī)蘇33的剖視結(jié)構(gòu)圖，可以看到蘇 33 的機(jī)體內(nèi)部有各種形狀的隔板和肋條等，其中有很多帶有形狀復(fù)雜的槽腔、開口和加強(qiáng)筋條的板類結(jié)構(gòu)件。圖 1.3 蘇 33 艦載戰(zhàn)斗機(jī)剖視結(jié)構(gòu)圖1.3 國內(nèi)外飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的研究現(xiàn)狀早期有關(guān)飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的力學(xué)性能研究主要采用靜力學(xué)理論計(jì)算，但對(duì)于復(fù)雜的大型結(jié)構(gòu)件，傳力路線較難分析，設(shè)計(jì)人員通過常規(guī)計(jì)算分析方法很難摸清各結(jié)構(gòu)形式的優(yōu)劣。近幾十年有限元數(shù)值分析技術(shù)被廣泛使用并快速發(fā)展[4]，有限元方法讓工程人員在設(shè)計(jì)階段可以對(duì)飛機(jī)復(fù)雜結(jié)構(gòu)件進(jìn)行較為準(zhǔn)確的應(yīng)力應(yīng)變和疲勞計(jì)算，也能在后期進(jìn)行針對(duì)性的失效分析[5,6]。目前國內(nèi)外學(xué)者主要通過有限元方法和試驗(yàn)等手段對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的力學(xué)性能進(jìn)行研究[7~9]。西北工業(yè)大學(xué)的趙志彬運(yùn)用有限元方法對(duì)飛機(jī)炮艙結(jié)構(gòu)件在工作狀態(tài)下的應(yīng)力和變形狀態(tài)進(jìn)行分析[10]，分析發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道頂部較為薄弱，根據(jù)應(yīng)力分布采用在結(jié)構(gòu)頂部增加縱向加強(qiáng)筋的方法進(jìn)行改進(jìn)


本文編號(hào)：3008386