亚洲免费av电影一区二区三区,日韩爱爱视频,51精品视频一区二区三区,91视频爱爱,日韩欧美在线播放视频,中文字幕少妇AV,亚洲电影中文字幕,久久久久亚洲av成人网址,久久综合视频网站,国产在线不卡免费播放

        ?

        飛機(jī)長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)與評(píng)定技術(shù)研究

        2010-08-15 00:53:33陳水根張志林葉彬洪都航空工業(yè)集團(tuán)江西南昌330024
        教練機(jī) 2010年4期
        關(guān)鍵詞:裂紋飛機(jī)結(jié)構(gòu)

        陳水根 張志林 葉彬(洪都航空工業(yè)集團(tuán) 江西 南昌 330024)

        飛機(jī)長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)與評(píng)定技術(shù)研究

        陳水根 張志林 葉彬(洪都航空工業(yè)集團(tuán) 江西 南昌 330024)

        簡(jiǎn)述了某型教練機(jī)長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)與評(píng)定技術(shù)。在設(shè)計(jì)各階段對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行抗疲勞耐久性細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)與研究,嚴(yán)格控制結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)細(xì)節(jié);在壽命評(píng)定階段通過載荷譜飛行實(shí)測(cè)而編制出真實(shí)可靠的載荷譜,進(jìn)行疲勞/損傷容限分析、全尺寸疲勞/損傷容限試驗(yàn),驗(yàn)證了某型教練機(jī)達(dá)到了8000飛行小時(shí)的壽命指標(biāo)。所取得的技術(shù)成果,為今后的長(zhǎng)壽命飛機(jī)研制提供了技術(shù)支持。

        長(zhǎng)壽命;載荷譜;耐久性;疲勞;損傷容限

        1 引言

        我國(guó)二代機(jī)結(jié)構(gòu)按照靜強(qiáng)度方法設(shè)計(jì),其壽命普遍偏短,八十年代后逐步引入耐久性、損傷容限設(shè)計(jì)思想,二代機(jī)的改型中也有針對(duì)性地開展了一些耐久性補(bǔ)充設(shè)計(jì),但依然沒有從根本上解決飛機(jī)壽命偏低的局面。

        國(guó)外從第三代飛機(jī)開始,普遍采用耐久性、損傷容限設(shè)計(jì)技術(shù),其機(jī)體結(jié)構(gòu)使用壽命相對(duì)較長(zhǎng),美國(guó)飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)基礎(chǔ)好、技術(shù)先進(jìn),一些新的設(shè)計(jì)思想、新的設(shè)計(jì)理念往往首先被采用,因此飛機(jī)的結(jié)構(gòu)壽命要求較高且技術(shù)上能夠達(dá)到,最高達(dá)到了8000飛行小時(shí),如F16、F22,而俄羅斯、法國(guó)等則比較保守,如俄羅斯的蘇27飛機(jī)只有2000飛行小時(shí)壽0命、法國(guó)的幻影2000飛機(jī)只給出了5000飛行小時(shí)壽命[3]。

        飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命是衡量飛機(jī)平臺(tái)設(shè)計(jì)技術(shù)水平和使用經(jīng)濟(jì)性的重要技術(shù)指標(biāo)[3],結(jié)構(gòu)壽命長(zhǎng)的飛機(jī)不僅服役時(shí)間長(zhǎng)、出勤率高,而且具有更好的技術(shù)性能和使用經(jīng)濟(jì)性能,這些對(duì)提高國(guó)內(nèi)外市場(chǎng)的占有率,具有及其重要的意義。對(duì)于教練機(jī)來說,出勤率高可以提高訓(xùn)練效率和培訓(xùn)質(zhì)量,長(zhǎng)壽命形成的良好經(jīng)濟(jì)性可以降低飛行員隊(duì)伍的培訓(xùn)費(fèi)用。

        某型教練機(jī)設(shè)計(jì)之初就定位為面向國(guó)內(nèi)外市場(chǎng),提出了8000飛行小時(shí)的長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)目標(biāo),實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)目標(biāo)的根本出路在于結(jié)構(gòu)的耐久性細(xì)節(jié)設(shè)計(jì),故在設(shè)計(jì)各階段對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了抗疲勞耐久性細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)與研究,嚴(yán)格控制結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)細(xì)節(jié),在壽命評(píng)定階段采用疲勞/損傷容限技術(shù)以確定飛機(jī)使用壽命和檢查間隔。

        2 結(jié)構(gòu)耐久性細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)

        為了達(dá)到某型教練機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)總壽命為8000飛行小時(shí)的壽命指標(biāo),在飛機(jī)設(shè)計(jì)各階段對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)進(jìn)行了結(jié)構(gòu)耐久性抗疲勞設(shè)計(jì)。

        在飛機(jī)方案設(shè)計(jì)階段就制定了“結(jié)構(gòu)抗疲勞設(shè)計(jì)原則”,對(duì)主要承力構(gòu)件的布局進(jìn)行了論證選擇,對(duì)結(jié)構(gòu)傳力路線進(jìn)行了重點(diǎn)設(shè)計(jì),確保主傳力路線流暢,尤其是機(jī)翼結(jié)構(gòu)方案中采用整體機(jī)翼貫穿機(jī)身,使得機(jī)翼受力連續(xù);對(duì)選材、應(yīng)力水平控制、耐久性細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)等提出了相應(yīng)的要求,在滿足重量要求的情況下控制結(jié)構(gòu)總體應(yīng)力水平,對(duì)于結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件、重要件選用抗疲勞性能好的材料。

        在詳細(xì)設(shè)計(jì)階段按結(jié)構(gòu)耐久性要求開展了結(jié)構(gòu)耐久性細(xì)節(jié)設(shè)計(jì),特別是對(duì)關(guān)鍵部件連接螺栓孔、關(guān)鍵連接接頭引入干涉配合等強(qiáng)化技術(shù),對(duì)干涉量進(jìn)行了模擬件對(duì)比試驗(yàn),選取壽命增益高、工藝易實(shí)現(xiàn)的干涉量確定干涉配合公差。

        在設(shè)計(jì)發(fā)圖完成以后,總師系統(tǒng)制定“復(fù)查大綱”等技術(shù)文件,組織設(shè)計(jì)員對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)進(jìn)行多輪疲勞耐久性設(shè)計(jì)普查,對(duì)關(guān)鍵受力構(gòu)件和重要受力構(gòu)件進(jìn)行了重點(diǎn)普查與分析,主要涉及局部應(yīng)力水平控制、應(yīng)力集中控制、結(jié)構(gòu)連接形式、緊固件類型、緊固件排列及釘距、材料纖維取向、熱處理、表面處理等,進(jìn)行逐個(gè)問題的落實(shí),更改設(shè)計(jì)圖樣,并在生產(chǎn)中實(shí)施。

        飛機(jī)設(shè)計(jì)定型前,總師系統(tǒng)又組織設(shè)計(jì)員對(duì)主要疲勞部位開展34項(xiàng)模擬件耐久性試驗(yàn)研究。模擬件耐久性試驗(yàn)研究達(dá)到了如下目的:

        1) 獲取重要部位的疲勞壽命,初步驗(yàn)證了某型教練機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)能夠?qū)崿F(xiàn)8000飛行小時(shí)壽命指標(biāo),同時(shí)為確定首翻期初始值提供了依據(jù);

        2) 進(jìn)一步暴露了疲勞薄弱部位,經(jīng)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)改進(jìn),并經(jīng)改進(jìn)前后模擬件試驗(yàn),壽命提高顯著,能滿足或超過機(jī)體結(jié)構(gòu)8000飛行小時(shí)的使用壽命指標(biāo)。

        3 壽命評(píng)定

        在壽命評(píng)定階段,首先進(jìn)行載荷譜飛行實(shí)測(cè),通過飛行實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)編制疲勞/損傷容限載荷譜,經(jīng)全尺寸結(jié)構(gòu)件疲勞/損傷容限試驗(yàn),結(jié)合疲勞/損傷容限分析、構(gòu)件或部件試驗(yàn),綜合評(píng)定后給出飛機(jī)的使用壽命、首翻期和檢修周期。

        3.1 載荷譜實(shí)測(cè)與編制

        (1)載荷譜實(shí)測(cè)

        對(duì)飛機(jī)重心過載譜、后機(jī)身過載譜、機(jī)翼截面載荷譜、尾翼截面載荷譜、前主起落架、操縱系統(tǒng)和活動(dòng)艙蓋載荷譜進(jìn)行飛行實(shí)測(cè)?;顒?dòng)艙蓋載荷譜實(shí)測(cè)采用壓力測(cè)量法,過載譜采用三軸加速度計(jì)測(cè)量,其他載荷譜實(shí)測(cè)采用應(yīng)變測(cè)量法。

        為保證載荷譜實(shí)測(cè)精度,首先通過分析確定應(yīng)變片粘貼部位和組橋方式、傳感器的安裝位置,并在飛機(jī)結(jié)構(gòu)初裝生產(chǎn)階段就開始了應(yīng)變片粘貼、布線、傳感器的安裝工作;其次,在機(jī)翼、平尾、垂尾、起落架載荷標(biāo)定試驗(yàn)后,對(duì)機(jī)翼、平尾、垂尾、起落架施加非標(biāo)定檢驗(yàn)載荷,然后根據(jù)標(biāo)定數(shù)據(jù)進(jìn)行載荷回歸檢驗(yàn),要求得出的載荷、壓心誤差均不能超過5%,證明貼片和組橋方案可信。

        典型飛行剖面(科目)是在對(duì)“訓(xùn)練大綱”中所有飛行科目仔細(xì)分析的基礎(chǔ)上,把所有飛行科目按一定的原則劃分成若干個(gè)飛行科目小組,然后在每個(gè)飛行科目小組內(nèi)選取一個(gè)或二個(gè)代表飛行科目以組成飛行實(shí)測(cè)的典型飛行科目(任務(wù)剖面),最后確定某型教練機(jī)用于載荷譜飛行實(shí)測(cè)的11個(gè)典型飛行剖面。

        為真實(shí)反映某型教練機(jī)的飛行實(shí)際情況,有幾十位教員和學(xué)員參加飛行實(shí)測(cè),得到了144個(gè)飛行架次的有效數(shù)據(jù)。

        (2)載荷譜編制

        依據(jù)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)編制了機(jī)翼-前機(jī)身組合體載荷譜、尾翼-后機(jī)身組合體載荷譜、復(fù)合材料垂尾載荷譜、起落架載荷譜、操縱系統(tǒng)磨損疲勞載荷譜和活動(dòng)艙蓋加溫加載譜。

        a.機(jī)翼-前機(jī)身組合體載荷譜編制

        首先采用中值損傷法編制重心過載譜,通過對(duì)每個(gè)有效起落重心過載譜實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行峰谷值檢測(cè)、濾波可得到每個(gè)起落的過載譜,然后對(duì)每個(gè)起落的過載譜進(jìn)行雨流計(jì)數(shù)和損傷估算得到每個(gè)起落的損傷,對(duì)每個(gè)典型飛行剖面中的有效起落的損傷進(jìn)行排列,損傷值在中位的起落為該典型飛行剖面代表起落。

        其次在重心過載譜的基礎(chǔ)上,按飛續(xù)飛譜形式編制出機(jī)翼-前機(jī)身組合體載荷譜,一個(gè)完整的循環(huán)周期對(duì)應(yīng)于飛機(jī)的一個(gè)飛行訓(xùn)練周期,各個(gè)飛行任務(wù)剖面譜的順序是按混合乘同余法隨機(jī)確定并按可能的實(shí)際使用情況調(diào)整。

        對(duì)于載荷狀態(tài)的確定,根據(jù)各個(gè)典型飛行剖面的各個(gè)代表起落的瞬間測(cè)量參數(shù)數(shù)據(jù),從初選的270組狀態(tài)參數(shù),經(jīng)氣力分析篩選、機(jī)翼/機(jī)身總載荷、總壓心、分布載荷的比較和分析計(jì)算,尤其是與實(shí)測(cè)機(jī)翼根部的剪力和彎矩分析比較,最后選取了6種載荷狀態(tài),包括對(duì)稱載荷狀態(tài)2種,非對(duì)稱載荷狀態(tài)4種。

        b.尾翼-后機(jī)身組合體載荷譜編制

        通過對(duì)每個(gè)有效起落尾面譜實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)經(jīng)偽碼去除、濾波,分別以平尾、垂尾彎矩為主導(dǎo)參數(shù)經(jīng)雨流計(jì)數(shù),對(duì)彎矩、壓心、后機(jī)身過載等參數(shù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì),編制出垂尾彎矩譜、平尾彎矩譜,采用混合乘同余法編排出試驗(yàn)的隨機(jī)載荷譜。

        c.復(fù)合材料垂尾載荷譜編制

        復(fù)合材料垂尾載荷譜是在實(shí)測(cè)垂尾載荷譜基礎(chǔ)上,為考慮復(fù)合材料疲勞分散性和環(huán)境影響,采用壽命放大因子和環(huán)境補(bǔ)償因子組合法修正得到。

        d.起落架載荷譜編制

        對(duì)前、主起落架實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行偽碼去除、有效起落判斷,針對(duì)每個(gè)有效起落進(jìn)行典型任務(wù)段劃分、峰谷值檢測(cè)及濾波、雨流計(jì)數(shù)及單、雙參數(shù)統(tǒng)計(jì),依據(jù)前、主起落架有效起落各典型任務(wù)段的單、雙參數(shù)統(tǒng)計(jì)結(jié)果,編制前、主起落架發(fā)動(dòng)機(jī)試車譜、起飛滑行譜、起飛曲線滑行譜、著陸撞擊譜、著陸滑跑譜、著陸剎車譜、著陸轉(zhuǎn)彎譜、著陸曲線滑行譜和前起落架牽引譜。

        在起落架載荷譜編排時(shí),考慮教練機(jī)的特性(起落航線訓(xùn)練科目偏多),嚴(yán)格按“飛行訓(xùn)練大綱”中科目比安排觸地復(fù)飛譜與全停著陸譜的比例關(guān)系,同時(shí)考慮各參數(shù)實(shí)測(cè)比例關(guān)系編排各典型任務(wù)段譜。

        e.活動(dòng)艙蓋加溫加載譜編制

        依據(jù)“訓(xùn)練大綱”給出的飛行科目進(jìn)行分類,并統(tǒng)計(jì)其飛行小時(shí)數(shù)和起落次數(shù),利用飛機(jī)外場(chǎng)使用中獲取的飛參數(shù)據(jù)等確定代表科目的飛行剖面,采用相應(yīng)科目下活動(dòng)艙蓋的壓力譜實(shí)測(cè)結(jié)果確定循環(huán)載荷峰值,然后考慮大氣環(huán)境溫度影響,編制飛機(jī)活動(dòng)艙蓋加溫加載疲勞載荷譜。

        f.操縱系統(tǒng)磨損疲勞載荷譜編制

        操縱系統(tǒng)典型段磨損疲勞載荷譜是在實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上,采用中值損傷法編制。在磨損疲勞載荷譜編制過程中,根據(jù)磨損損傷正比于運(yùn)動(dòng)環(huán)節(jié)的作功量,提出了采用作功量作為磨損損傷度量的標(biāo)準(zhǔn),解決了磨損疲勞載荷譜編制的難題。

        3.2 疲勞/損傷容限試驗(yàn)

        (1)機(jī)翼-前機(jī)身組合體疲勞/損傷容限試驗(yàn)

        本試驗(yàn)主要是考核機(jī)翼、機(jī)翼與機(jī)身連接、機(jī)身16框以前結(jié)構(gòu),試驗(yàn)過程中除了施加空譜外,還施加了完整的前、主起落架地譜。

        在試驗(yàn)過程中,按一定的試驗(yàn)周期對(duì)試件進(jìn)行目視檢查(采用5~10倍放大鏡)和無損探傷檢查(渦流、X光等)。

        完成了32000飛行小時(shí)疲勞/損傷容限試驗(yàn)(除于分散系數(shù)4,為8000飛行小時(shí)使用壽命),隨后機(jī)翼-前機(jī)身組合體分別通過了飛行載荷情況和著陸載荷情況的剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。

        剩余強(qiáng)度試驗(yàn)完成以后,對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行拆毀檢查,并對(duì)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位12框右上大梁托板螺釘孔處裂紋部位進(jìn)行了斷口分析。

        (2)尾翼-后機(jī)身組合體疲勞/損傷容限試驗(yàn)

        本試驗(yàn)主要是考核尾翼和機(jī)身16框以后結(jié)構(gòu)。

        無損檢查要求同機(jī)翼-前機(jī)身組合體疲勞/損傷容限試驗(yàn)相同。

        完成了32000飛行小時(shí)疲勞/損傷容限試驗(yàn)(除于分散系數(shù)4,為8000飛行小時(shí)使用壽命),隨后尾翼-后機(jī)身組合體通過了縱向機(jī)動(dòng)非對(duì)稱和偏航機(jī)動(dòng)兩工況的剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。

        剩余強(qiáng)度試驗(yàn)完成以后,對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行拆毀檢查,并對(duì)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位19框處機(jī)身右側(cè)上大梁對(duì)接型材裂紋和水平安定面第2長(zhǎng)桁處裂紋等2部位進(jìn)行了斷口分析。

        讓每一位學(xué)生都能在學(xué)習(xí)中獲得知識(shí)并且得到發(fā)展是新課改倡導(dǎo)的教學(xué)理念,然而由于學(xué)生在情感、認(rèn)知以及知識(shí)方面的發(fā)展不平衡,這就使得總有一些學(xué)生的需求得不到滿足.由于一些學(xué)生的語言表達(dá)能力和思維能力比較強(qiáng),因此在教與學(xué)的過程中占有一定的主動(dòng)地位,這就使得其他學(xué)生相對(duì)的被動(dòng).教師要設(shè)計(jì)一些教學(xué)活動(dòng),讓學(xué)生進(jìn)行小組合作參與,充分發(fā)揮學(xué)生各自的特長(zhǎng)和優(yōu)勢(shì).

        (3)復(fù)合材料垂尾疲勞/損傷容限試驗(yàn)

        本試驗(yàn)主要考核飛機(jī)的復(fù)合材料垂尾。

        由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)加工分散性大,在生產(chǎn)過程中容易產(chǎn)生初始缺陷(損傷),因此,在試驗(yàn)前對(duì)垂尾進(jìn)行了超聲波檢測(cè),發(fā)現(xiàn)了6處初始缺陷(損傷),并在試驗(yàn)中對(duì)初始缺陷(損傷)的擴(kuò)展進(jìn)行監(jiān)控。試驗(yàn)過程中,按一定的周期,用超聲波檢測(cè)儀、目視和放大鏡等方式對(duì)垂尾試驗(yàn)件進(jìn)行了全面的無損檢查;在完成10000、14000、16000飛行小時(shí)的疲勞試驗(yàn)后,暫停試驗(yàn),拆除加載系統(tǒng),用超聲波檢測(cè)儀對(duì)垂尾試驗(yàn)件進(jìn)行原位檢查,尤其是對(duì)已發(fā)現(xiàn)缺陷的部位進(jìn)行重點(diǎn)檢查。

        為了驗(yàn)證復(fù)合材料垂尾在受到低能量沖擊載荷作用后,在疲勞載荷作用下,其結(jié)構(gòu)在一個(gè)檢修周期內(nèi)的承載能力是否會(huì)大大降低或破壞,在垂尾完成16000飛行小時(shí)疲勞/損傷容限試驗(yàn)后,采用沖擊損傷預(yù)制專用設(shè)備,用14.8J的沖擊能量,在垂直安定面上預(yù)制了兩處沖擊損傷,并用超聲波檢測(cè)儀對(duì)沖擊損傷部位進(jìn)行了無損檢查。

        在完成垂尾沖擊損傷預(yù)制后,進(jìn)行了4000飛行小時(shí)的損傷擴(kuò)展試驗(yàn)。隨后進(jìn)行了偏航機(jī)動(dòng)工況1.2倍限制載荷的剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。

        在完成剩余強(qiáng)度試驗(yàn)后,采用超聲波檢測(cè)儀對(duì)垂尾試驗(yàn)件進(jìn)行詳細(xì)的無損檢查,垂尾試驗(yàn)件的缺陷(損傷)基本上沒有擴(kuò)展,也沒有產(chǎn)生新的損傷。

        (4)起落架全尺寸疲勞/裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)

        前、主起落架全尺寸疲勞/裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)采用變行程協(xié)調(diào)加載。前起落架完成42000起落疲勞試驗(yàn)(除于分散系數(shù)6,超過6000飛行起落使用壽命),在42000起落疲勞試驗(yàn)過程中,整個(gè)前起落架未發(fā)現(xiàn)裂紋,疲勞試驗(yàn)完成后,對(duì)前起落架進(jìn)行了剩余強(qiáng)度試驗(yàn),通過了3種載荷情況的剩余強(qiáng)度試驗(yàn);主起落架共進(jìn)行了40000起落疲勞試驗(yàn)(除于分散系數(shù)6,超過6000飛行起落使用壽命),裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)進(jìn)行了4000起落,最后通過了兩種情況載荷的剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。

        為真實(shí)模擬外界環(huán)境條件對(duì)軟連接活動(dòng)艙蓋的影響以及確定其使用日歷年限提供依據(jù),在進(jìn)行全尺寸疲勞試驗(yàn)前,先將該軟連接活動(dòng)艙蓋投放到海南熱帶環(huán)境研究所進(jìn)行為期一年的大氣曝露老化試驗(yàn),軟連接活動(dòng)艙蓋加溫加載疲勞試驗(yàn)共完成了54個(gè)循環(huán)的加溫加載疲勞試驗(yàn),累計(jì)7560飛行小時(shí)試驗(yàn)(除于分散系數(shù)6,超過1250飛行小時(shí)使用壽命),并進(jìn)行了兩次轉(zhuǎn)場(chǎng)飛行任務(wù)剖面的加溫加載。然后通過了剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。

        (6)操縱系統(tǒng)典型段磨損疲勞試驗(yàn)

        試驗(yàn)件為右機(jī)翼副翼操縱系統(tǒng)。本試驗(yàn)為磨損疲勞試驗(yàn),有三個(gè)加載點(diǎn),均施加載荷-位移時(shí)間歷程;磨損量測(cè)量是個(gè)很重要的工作,試驗(yàn)前及每試驗(yàn)4000飛行小時(shí)時(shí)測(cè)量各活動(dòng)處的磨損量:孔和軸測(cè)量直徑和橢圓度,軸承測(cè)量間隙。試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果表明軸和孔未發(fā)生明顯的橢圓變形,各支座環(huán)節(jié)平均間隙最大為0.44mm,完成32000飛行小時(shí)磨損疲勞試驗(yàn)和剩余強(qiáng)度試驗(yàn)后,機(jī)構(gòu)運(yùn)行工作仍正常,無緊澀或卡塞現(xiàn)象;試驗(yàn)中,按一定的周期進(jìn)行無損探傷,每次無損探傷均未發(fā)現(xiàn)裂紋。

        磨損疲勞試驗(yàn)共進(jìn)行了32000飛行小時(shí),最后通過了6種情況下的剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。

        3.3 壽命估算與損傷容限分析

        首先制定了疲勞危險(xiǎn)部位選擇原則和方法,確定了機(jī)體結(jié)構(gòu)29個(gè)部位、起落架10個(gè)部位、活動(dòng)艙蓋2個(gè)部位為疲勞危險(xiǎn)部位,采用應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法(SSF法)或名義應(yīng)力法進(jìn)行壽命估算,壽命估算結(jié)果表明:結(jié)構(gòu)的疲勞壽命大于設(shè)計(jì)使用壽命,可以滿足某型教練機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)使用壽命8000飛行小時(shí)的指標(biāo)要求。

        在確定的疲勞危險(xiǎn)部位的基礎(chǔ)上,根據(jù)結(jié)構(gòu)的重要性、壽命估算結(jié)果和疲勞試驗(yàn)結(jié)果及其它經(jīng)驗(yàn),確定出機(jī)體結(jié)構(gòu)16個(gè)部位、起落架4個(gè)部位為裂紋擴(kuò)展分析關(guān)鍵部位,裂紋擴(kuò)展關(guān)鍵部位評(píng)定結(jié)果表明:依據(jù)機(jī)翼、尾翼、機(jī)身結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的裂紋擴(kuò)展壽命確定的檢修周期高于首翻期2000飛行小時(shí)的指標(biāo)要求。

        4 綜合評(píng)定與結(jié)論

        4.1 機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命綜合評(píng)定與結(jié)論

        (1) 總壽命確定

        在機(jī)翼-前機(jī)身組合體疲勞試驗(yàn)和后機(jī)身-尾翼組合體疲勞試驗(yàn)中,經(jīng)過多次原位檢查和四次大分解檢查,能夠及時(shí)地發(fā)現(xiàn)機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞裂紋,通過對(duì)裂紋結(jié)構(gòu)進(jìn)行修理,最終順利完成四個(gè)階段共32000飛行小時(shí)疲勞試驗(yàn),并通過了剩余強(qiáng)度試驗(yàn)考核;復(fù)合材料垂尾疲勞/損傷容限試驗(yàn)完成了16000飛行小時(shí)疲勞試驗(yàn),在預(yù)制沖擊損傷后完成了4000飛行小時(shí)損傷擴(kuò)展試驗(yàn),并順利通過了剩余強(qiáng)度試驗(yàn);操縱系統(tǒng)完成了典型段32000飛行小時(shí)的磨損疲勞試驗(yàn),整個(gè)試驗(yàn)中,經(jīng)無損探傷檢查,均未發(fā)現(xiàn)試件出現(xiàn)裂紋,試驗(yàn)后檢查,機(jī)構(gòu)運(yùn)行工作仍正常,無緊澀或卡塞現(xiàn)象。

        通過對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞薄弱部位進(jìn)行篩選,確定了29個(gè)部位為疲勞危險(xiǎn)部位,并對(duì)29個(gè)部位進(jìn)行了細(xì)節(jié)應(yīng)力分析和疲勞壽命估算。壽命估算結(jié)果表明機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞危險(xiǎn)部位壽命大于8000飛行小時(shí)。

        依據(jù)上述試驗(yàn)結(jié)果與理論分析,某型教練機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)總使用壽命最終確定為8000飛行小時(shí)。

        (2) 檢修周期確定

        檢查間隔是由外場(chǎng)可檢結(jié)構(gòu)中最短檢查周期來定,根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果、裂紋擴(kuò)展分析結(jié)果并考慮與飛機(jī)定檢周期的匹配,確定某型教練機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的檢查間隔為300飛行小時(shí)。

        飛機(jī)首翻期根據(jù)大修廠可檢結(jié)構(gòu)的最短檢查周期確定,根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果與裂紋擴(kuò)展分析結(jié)果,確定某型教練機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)首翻期為2000飛行小時(shí)。

        4.2 起落架壽命綜合評(píng)定與結(jié)論

        根據(jù)前、主起落架疲勞/裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)結(jié)果除以分散系數(shù)(疲勞6,裂紋擴(kuò)展2),并結(jié)合壽命估算與裂紋擴(kuò)展分析結(jié)果,確定前、主起落架壽命評(píng)定結(jié)論如下:

        總壽命:6000起落(著陸);首翻期:4000起落(著陸);檢查間隔:600飛行小時(shí)。

        4.3 活動(dòng)艙蓋壽命綜合評(píng)定與結(jié)論

        基于邊緣連接模擬件拉伸疲勞對(duì)比試驗(yàn)、疲勞壽命估算、全尺寸活動(dòng)艙蓋加溫加載疲勞試驗(yàn)結(jié)果,并結(jié)合對(duì)日歷年限和飛行小時(shí)的分析,給出軟連接活動(dòng)艙蓋玻璃的使用壽命為:1250飛行小時(shí)/6年。

        1 高鎮(zhèn)同等. 疲勞可靠性. 北京航空航天大學(xué)出版社,2000年

        2 吳富民. 結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度. 西北工業(yè)大學(xué)出版社,1985年

        3 李航航等. 飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命指標(biāo)分析.航空科學(xué)技術(shù),2006年第4期:28~31

        4 田丁栓等. 飛機(jī)疲勞載荷譜代表起落選取方法研究. 航空學(xué)報(bào),2007年第28卷第4期:864~868

        5 陳志偉等. 軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命研究. 機(jī)械強(qiáng)度,2005年27(3):381~387

        6 MIL-A-8866. Airplane strength and rigidity reliability requires repeated loads fatigue and damate tolerance

        7 MIL-STD-1530.Aircraft strcture integrity programe

        8 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)總編委會(huì). 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第9冊(cè). 航空工業(yè)出版社,2001年

        Research on the Aircraft Long-Life Design and Evaluation Technology

        Chen Shuigen, Zhang Zhilin, Ye Bin
        (Hongdu Aviation Indust ry Group, Nanchang, Jiangxi, 330024)

        The paper int roduces the long-l i fe design and evaluation technology of one t raining aircraf t, and includes detai led analysis and designs for anti-fatigue and durabil ity throughout the process to cont rol the st ructure detail design; and also fatigue load spect rum based on the real measurements at the l i fe evaluation stage, for fatigue/damage tolerance analysis and test, which val idates the 8000fh service l ife of the training aircraf t. Al l those technological achievements give technical support for the future designs of long-l i fe aircraf t.

        Long-li fe;Load spectrum;Durabi lity;Fatigue;Damage tolerance

        2010-09-21)

        陳水根,男,1968年6月出生,研究員級(jí)高級(jí)工程師,長(zhǎng)期從事結(jié)構(gòu)強(qiáng)度研究工作。

        張志林,男,1964年8月出生,飛機(jī)總設(shè)計(jì)師,研究員級(jí)高級(jí)工程師,長(zhǎng)期從事飛機(jī)總體設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度研究工作。

        葉彬,男,1963年11月出生,飛機(jī)副總設(shè)計(jì)師,研究員級(jí)高級(jí)工程師,長(zhǎng)期從事結(jié)構(gòu)強(qiáng)度研究工作。

        猜你喜歡
        裂紋飛機(jī)結(jié)構(gòu)
        裂紋長(zhǎng)度對(duì)焊接接頭裂紋擴(kuò)展驅(qū)動(dòng)力的影響
        飛機(jī)失蹤
        《形而上學(xué)》△卷的結(jié)構(gòu)和位置
        論結(jié)構(gòu)
        中華詩詞(2019年7期)2019-11-25 01:43:04
        Epidermal growth factor receptor rs17337023 polymorphism in hypertensive gestational diabetic women: A pilot study
        “拼座飛機(jī)”迎風(fēng)飛揚(yáng)
        乘坐飛機(jī)
        論《日出》的結(jié)構(gòu)
        神奇飛機(jī)變變變
        創(chuàng)新治理結(jié)構(gòu)促進(jìn)中小企業(yè)持續(xù)成長(zhǎng)
        成人av片在线观看免费| 99riav精品国产| 91亚洲国产成人久久精品网站| 日本免费一区二区在线视频播放| 人妻精品久久无码区| 欲妇荡岳丰满少妇岳| 国产精品成人av电影不卡| 亚洲国产成人av毛片大全| 色欲欲www成人网站| 久久久久亚洲av无码专区导航| 国产三级黄色在线观看| 少妇人妻av一区二区三区| 久久人人爽av亚洲精品| 国产中老年妇女精品| 中国免费av网| 沐浴偷拍一区二区视频| 久久天天躁狠狠躁夜夜躁2014| 日韩毛片在线| 青青草原亚洲在线视频| 人妻少妇满足中文字幕| 精品国产一区av天美传媒| 国产成人九九精品二区三区| 日韩精品极品免费在线视频| 一边摸一边抽搐一进一出口述| 亚洲中文字幕无码一区| 人人爽亚洲aⅴ人人爽av人人片| 中文字幕亚洲一二三区| 中文字幕av一区二区三区人妻少妇| 国产nv精品你懂得| 女同视频网站一区二区| 久久人人爽人人爽人人片av高请| 亚洲精品无码久久久久av麻豆| 天天澡天天揉揉AV无码人妻斩 | 无码喷潮a片无码高潮| 亚洲av一宅男色影视| 美女视频永久黄网站免费观看国产 | 国精产品一区一区三区有限公司杨| 特级黄色毛片视频| 久久夜色精品国产三级| 国产成人av一区二区三区在线观看 | 中文无码精品一区二区三区|