本文關(guān)鍵詞：高鎖螺栓干涉量對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接件的疲勞壽命增益研究

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【摘要】：我國航空制造由于歷史原因,在初期發(fā)展階段得到了前蘇聯(lián)的大量幫助和指導(dǎo),所以目前我國飛機(jī)高鎖螺栓裝配標(biāo)準(zhǔn)均是沿用前蘇聯(lián)裝配標(biāo)準(zhǔn),由于缺乏相關(guān)理論和試驗(yàn)研究,該標(biāo)準(zhǔn)與我國軍用飛機(jī)裝配中已表現(xiàn)出了嚴(yán)重的不適應(yīng)性,在裝配中經(jīng)常出現(xiàn)干涉量過大而導(dǎo)致螺栓彎曲甚至斷裂的情況。本文針對(duì)某型飛機(jī)鋁合金材料結(jié)構(gòu),研究高鎖螺栓的干涉量在不同夾層厚度的基體上對(duì)結(jié)構(gòu)件的疲勞增益機(jī)理,針對(duì)某系列飛機(jī)以及后續(xù)機(jī)型鋁合金材料大約束厚夾層結(jié)構(gòu)特點(diǎn)制定最合理的高鎖螺栓干涉連接安裝規(guī)范,從而保障某型飛機(jī)的裝配質(zhì)量。主要內(nèi)容如下:(1)介紹了干涉配合的飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗疲勞強(qiáng)化機(jī)理,并且根據(jù)疲勞壽命及細(xì)節(jié)疲勞額定值法相關(guān)理論,確定了試驗(yàn)系統(tǒng)和疲勞試驗(yàn)方案,對(duì)不同干涉量的高鎖螺栓結(jié)構(gòu)件進(jìn)行疲勞試驗(yàn)。(2)提出了一種預(yù)測(cè)萌生裂紋壽命的方法。根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果和裂紋擴(kuò)展機(jī)理假設(shè)模型推導(dǎo)出了一種裂紋擴(kuò)展規(guī)律的公式,并在試驗(yàn)中得到了很好的驗(yàn)證,仿真和試驗(yàn)數(shù)據(jù)中應(yīng)力的變化值達(dá)到了很好的一致性。通過該公式分別求得不同干涉量下的高鎖螺栓結(jié)構(gòu)件的0.8mm下的裂紋萌生壽命。結(jié)果表明:在厚度為10mm,孔徑為9.4mm,最大應(yīng)力170Mpa的相同情況下,干涉量1.19%的試驗(yàn)件的裂紋萌生壽命要遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于干涉量0.75%的試驗(yàn)件的裂紋萌生壽命。在可靠性壽命小于15萬次時(shí),厚度6mm,孔徑7.8mm的試件的最佳干涉量應(yīng)該在0.87%附近,此時(shí)結(jié)構(gòu)件獲得的疲勞增益是最大的;而可靠性壽命大于15萬次時(shí),厚度6mm,孔徑7.8mm的試件的最佳干涉量應(yīng)該在0.65%附近。(3)利用有限元軟件構(gòu)建不同高鎖螺栓干涉量下的結(jié)構(gòu)件三維模型,模擬疲勞試驗(yàn)過程,進(jìn)行數(shù)值模擬分析,結(jié)果表明:盡管干涉量的增大可以使結(jié)構(gòu)件更加降低Y向應(yīng)力水平,但超過一定范圍后干涉量的增大對(duì)應(yīng)力減小就不明顯了。并且,在實(shí)際工程應(yīng)用中,干涉量的增大會(huì)帶來整個(gè)裝配工藝上的困難,比如螺栓難以打入結(jié)構(gòu)件中、螺栓打入過程孔內(nèi)發(fā)生較大形變、使結(jié)構(gòu)件報(bào)廢、有時(shí)甚至打入過程發(fā)生螺栓的斷裂等。所以,根據(jù)有限元仿真結(jié)果結(jié)合實(shí)際裝配條件等因素來看,建議孔徑9.4mm厚度10mm試件的干涉量在1%~1.5%之間,孔徑7.8mm厚度6mm試件的干涉量在0.5%~1%之間,這是比較符合工程實(shí)際情況的。并且,這與試驗(yàn)結(jié)果也相符合。
【關(guān)鍵詞】：高鎖螺栓 干涉配合 疲勞壽命增益 有限元 疲勞壽命分析
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V215.5
【目錄】：

• 摘要4-5
• ABSTRACT5-14
• 注釋表14-15
• 第一章 緒論15-20
• 1.1 研究背景及意義15-16
• 1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀16-18
• 1.2.1 國外研究現(xiàn)狀16
• 1.2.2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀16-18
• 1.2.3 問題的提出18
• 1.3 本文研究?jī)?nèi)容18-20
• 第二章 基于干涉配合的飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗疲勞強(qiáng)化技術(shù)20-27
• 2.1 抗疲勞強(qiáng)化技術(shù)及分類20-22
• 2.1.1 強(qiáng)化技術(shù)的定義20
• 2.1.2 強(qiáng)化技術(shù)的分類20-22
• 2.2 干涉量的定義22
• 2.3 結(jié)構(gòu)件孔邊應(yīng)力分布22-24
• 2.4 干涉配合的強(qiáng)化機(jī)理24-26
• 2.5 本章小結(jié)26-27
• 第三章 疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)及試驗(yàn)方案27-45
• 3.1 疲勞相關(guān)理論27-31
• 3.1.1 疲勞定義及分類27-29
• 3.1.2 疲勞壽命與影響因素29-31
• 3.2 細(xì)節(jié)疲勞額定值方法31-36
• 3.2.1 細(xì)節(jié)疲勞額定值法基本假設(shè)及定義31-32
• 3.2.3 細(xì)節(jié)疲勞額定值可靠性計(jì)算32-34
• 3.2.4 細(xì)節(jié)疲勞額定值與S-N曲線關(guān)系34-35
• 3.2.5 標(biāo)識(shí)載荷換算35-36
• 3.3 疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)36-41
• 3.3.1 試驗(yàn)件36-37
• 3.3.2 試驗(yàn)設(shè)備37-41
• 3.4 試驗(yàn)方案41-44
• 3.4.1 試驗(yàn)要求42-43
• 3.4.2 試驗(yàn)步驟43-44
• 3.5 本章小結(jié)44-45
• 第四章 疲勞裂紋萌生壽命預(yù)測(cè)方法45-56
• 4.1 基于細(xì)節(jié)疲勞額定值法的裂紋萌生壽命預(yù)測(cè)45-46
• 4.2 基于應(yīng)力監(jiān)測(cè)的裂紋萌生壽命預(yù)測(cè)46-49
• 4.2.1 疲勞萌生壽命預(yù)測(cè)理論46-48
• 4.2.2 疲勞萌生壽命預(yù)測(cè)流程48-49
• 4.3 試驗(yàn)驗(yàn)證分析49-55
• 4.3.1 編組9試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析49-52
• 4.3.2 編組10試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析52-55
• 4.4 本章小結(jié)55-56
• 第五章 不同應(yīng)力下的疲勞萌生壽命試驗(yàn)研究56-67
• 5.1 編組4試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析56-59
• 5.2 編組5試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析59-62
• 5.3 編組6試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析62-66
• 5.4 本章小結(jié)66-67
• 第六章 干涉量對(duì)試驗(yàn)件疲勞強(qiáng)度影響的仿真分析67-82
• 6.1 仿真分析原理67
• 6.2 仿真分析方法67-70
• 6.2.1 試驗(yàn)件模型68-69
• 6.2.2 仿真參數(shù)設(shè)置69-70
• 6.3 仿真計(jì)算結(jié)果分析70-80
• 6.3.1 孔徑 9.4mm，，厚度 10mm的試驗(yàn)件仿真結(jié)果71-76
• 6.3.2 孔徑 7.8mm，厚度 6mm的試驗(yàn)件仿真結(jié)果76-80
• 6.4 本章小結(jié)80-82
• 第七章 總結(jié)與展望82-84
• 參考文獻(xiàn)84-88
• 致謝88-89
• 在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文89

【參考文獻(xiàn)】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前10條

1 趙勇;甘學(xué)東;倪孟龍;;飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗疲勞強(qiáng)化技術(shù)應(yīng)用思考[J];航空制造技術(shù);2015年03期

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5 董彥民;劉文s

本文編號(hào)：696444