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        民機(jī)機(jī)體蒙皮劃痕的應(yīng)力分析及處理方法研究

        2018-10-15 08:01:22張中波
        關(guān)鍵詞:裂紋飛機(jī)深度

        張中波

        (中國民用航空飛行學(xué)院 航空工程學(xué)院,四川 廣漢 618307)

        機(jī)體蒙皮劃痕是指蒙皮表面上的細(xì)長、深度較淺的可見線性損傷(最大深度被定義為0.006英寸(0.15 mm))[1]。調(diào)查發(fā)現(xiàn)機(jī)體劃痕是由于在除去機(jī)體蒙皮邊緣的密封膠或是在清除機(jī)體外表面的黏貼標(biāo)牌的過程中,由于使用了金屬刀具或者不合適的硬質(zhì)工具而造成的。因此,機(jī)體劃痕常發(fā)生在有密封膠密封的機(jī)身蒙皮搭接或?qū)犹帯⑿蘩砑吘壱约梆べN標(biāo)牌處,圖1所示的是搭接區(qū)域下部的劃痕。

        圖1 搭接區(qū)域下部的劃痕

        統(tǒng)計(jì)波音飛機(jī)公司從2003年至2007年的報(bào)告,在波音飛機(jī)上發(fā)現(xiàn)了87條劃痕裂紋,其中,在一架B737蒙皮飛機(jī)搭接部位發(fā)現(xiàn)的兩條劃痕裂紋長度分別達(dá)到5英寸(127 mm)和8英寸(203 mm),在一架B747飛機(jī)發(fā)現(xiàn)一條長達(dá)30英寸(762 mm)的劃痕裂紋[2]。

        由于蒙皮鋁合金基體外的包鋁層厚度一般很薄(是蒙皮厚度的5 %左右),劃痕造成的裂紋很容易穿透包鋁層,進(jìn)一步損傷其下面的鋁合金基體,最終可能形成疲勞裂紋,圖2所示為劃痕剖面及其產(chǎn)生的裂紋。蒙皮上的疲勞裂紋可能最終會(huì)造成飛機(jī)空中釋壓,導(dǎo)致災(zāi)難性的后果。

        圖2 劃痕剖面及其產(chǎn)生的裂紋

        國內(nèi)關(guān)于民機(jī)機(jī)體劃痕的研究相對(duì)較少。殷允信[1]結(jié)合波音公司發(fā)布的維護(hù)/維修方案和服務(wù)通告,對(duì)飛機(jī)維修中劃痕損傷的處理進(jìn)行了總結(jié)。文獻(xiàn)[2-4]計(jì)算了劃痕缺口的最大應(yīng)力,得出了循環(huán)載荷下構(gòu)件的疲勞壽命,分析了不同劃痕深度對(duì)機(jī)身增壓蒙皮結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中和疲勞壽命的影響。莊葆華等人[5]介紹了飛機(jī)表面劃痕非接觸測(cè)量的激光三角掃描法,給出了激光三角測(cè)頭正確放置方式,提出改善測(cè)量精度的測(cè)頭姿態(tài)調(diào)整法和表面噴涂法。張文軍等人[6]設(shè)計(jì)了一種基于數(shù)字圖像處理技術(shù)的表面劃痕測(cè)量系統(tǒng)。本文根據(jù)常出現(xiàn)機(jī)體劃痕的部位結(jié)構(gòu)特點(diǎn),建立其應(yīng)力分析模型,通過變化外載荷、劃痕缺口寬度、深度等參數(shù),采用有限元分析方法,研究應(yīng)力集中系數(shù)與載荷、劃痕寬度、劃痕深度等之間的變化關(guān)系,得出了民機(jī)機(jī)體蒙皮劃痕處理的三種方案。

        1 分析模型

        1.1 模型的幾何尺寸及結(jié)構(gòu)

        因飛機(jī)蒙皮表面的劃痕通常發(fā)生在上下蒙皮搭接部位附近,位于下蒙皮上。為了模擬不同深度、不同寬度的表面劃痕對(duì)蒙皮受力的影響,采用試件結(jié)構(gòu)及尺寸如圖3所示[4]。試件結(jié)構(gòu)為兩塊相同的鋁合金板,通過四排三列鉚釘鉚接組成試件。鋁合金板的長度為140 mm,寬度為45.5 mm,厚度為2.5 mm,搭接后整體長度為245 mm。劃痕設(shè)計(jì)位于搭接處上蒙皮的邊緣,底部的形狀為半圓形或半橢圓形。

        圖3 試件結(jié)構(gòu)及尺寸

        1.2 確定試件物理屬性

        根據(jù)波音公司的SRM手冊(cè)[7],選取Ly12-cz鋁合金材料。Ly12-cz鋁合金機(jī)械性能和疲勞特性參數(shù)如表1所示。進(jìn)行應(yīng)力分析前,在分析軟件ABAQUS的屬性功能模塊中根據(jù)表1的參數(shù)對(duì)模型進(jìn)行材料定義。

        表1 Ly12-cz鋁合金機(jī)械性能與疲勞特性參數(shù)

        1.3 邊界條件與載荷設(shè)置

        民機(jī)在飛行過程中,機(jī)身增壓載荷使得機(jī)身蒙皮承受環(huán)向拉應(yīng)力。因此,對(duì)上述試件模型,將下蒙皮最左端面上的所有節(jié)點(diǎn)自由度全部進(jìn)行約束,形成固定端。對(duì)上蒙皮最右端面上所有節(jié)點(diǎn)只在水平方向上施加單位作用載荷,邊界條件與載荷如圖4所示。

        圖4 邊界條件與載荷

        2 結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析

        考慮鉚釘?shù)膽?yīng)力情況不是研究的重點(diǎn),且加入鉚釘后的建模、裝配、設(shè)置、分析等工作量巨大,故通過多點(diǎn)約束(Multi-Point Constraint,MPC)的方法,將上、下蒙皮的鉚釘孔內(nèi)表面連接起來,使上下鉚釘孔的六個(gè)自由度均被綁定在一起,以模擬真實(shí)的鉚接情況。

        2.1 網(wǎng)格劃分

        在結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析過程中,網(wǎng)格劃分是一個(gè)十分重要的環(huán)節(jié),網(wǎng)格質(zhì)量的好壞不僅直接關(guān)系到分析是否能夠順利、快速地完成,而且也關(guān)系到是否能夠得到高精度的分析結(jié)果。在本文中,上蒙皮受力情況不是分析的重點(diǎn),為減少工作量和節(jié)省分析時(shí)間,對(duì)上蒙皮采取較簡單的掃略網(wǎng)格劃分技術(shù),上蒙皮網(wǎng)格如圖5所示。

        圖5 上蒙皮網(wǎng)格

        下蒙皮先被分割為兩個(gè)部分,即含有鉚釘孔與劃痕的區(qū)域和其他的平板區(qū)域。為了使網(wǎng)格劃分更加精細(xì)、分析結(jié)果更加精確,對(duì)含有鉚釘孔和劃痕的區(qū)域進(jìn)行二次區(qū)域劃分及網(wǎng)格劃分,下蒙皮網(wǎng)格如圖6所示。

        圖6 下蒙皮網(wǎng)格

        2.2 當(dāng)劃痕尺寸相同,應(yīng)力集中系數(shù)與載荷之間的關(guān)系

        本文將應(yīng)力集中系數(shù)K定義為:

        式中,σmax表示劃痕缺口處的最大應(yīng)力,σn表示無劃痕時(shí)的應(yīng)力。應(yīng)力集中系數(shù)表征了蒙皮產(chǎn)生劃痕后,劃痕處的局部應(yīng)力增高程度。圖7為劃痕線區(qū)域的受載應(yīng)力云圖。

        圖7 劃痕線區(qū)域的受載應(yīng)力云圖

        當(dāng)劃痕頂端半圓形的曲率半徑R為0.1 mm,深度H為0.2 mm時(shí),外載荷與應(yīng)力集中系數(shù)的變化關(guān)系如圖8所示。

        圖8 劃痕外載荷與應(yīng)力集中系數(shù)關(guān)系圖

        由圖8可以看出,當(dāng)外載荷為10 MPa和200 MPa時(shí),應(yīng)力集中系數(shù)最大,為16.8。當(dāng)載荷為500 MPa時(shí),應(yīng)力集中系數(shù)最小,為16.5,但是兩者相差僅為1.8 %。故可得出結(jié)論:如果劃痕尺寸不變,即使構(gòu)件的外載荷逐漸增加,應(yīng)力集中系數(shù)基本保持不變,即劃痕處的局部應(yīng)力增高程度基本相同。

        2.3 應(yīng)力集中系數(shù)隨劃痕尺寸的變化關(guān)系

        保持外載荷不變,逐漸改變劃痕的寬度和深度等缺口尺寸,得到應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕深度、寬度的變化關(guān)系。

        圖9所示的是應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕寬度的變化關(guān)系。當(dāng)劃痕深度一定時(shí),應(yīng)力集中系數(shù)隨著缺口曲率半徑(即劃痕寬度)的增大而減小,蒙皮疲勞壽命會(huì)隨之增大。另外,當(dāng)劃痕深度較小時(shí),應(yīng)力集中系數(shù)隨寬度增加而減小的程度不明顯;而當(dāng)深度較大時(shí),應(yīng)力集中系數(shù)隨寬度增加而快速下降。

        圖9 應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕寬度的變化關(guān)系

        圖10所示的是應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕深度的變化關(guān)系。當(dāng)蒙皮劃傷寬度不變時(shí),隨著劃傷深度的增加,應(yīng)力集中系數(shù)逐漸增大,蒙皮疲勞壽命會(huì)隨之減小。另外,當(dāng)劃痕寬度較大時(shí),應(yīng)力集中系數(shù)隨深度增加而增加的程度不明顯;而當(dāng)寬度較小時(shí),應(yīng)力集中系數(shù)隨深度增加而快速增加。

        圖10 應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕深度的變化關(guān)系

        根據(jù)上述分析可知,在實(shí)際航線維護(hù)檢查中,應(yīng)該重點(diǎn)“關(guān)注”劃痕的深度,著重檢查深度值較大的劃痕,而寬度值較大的劃痕對(duì)蒙皮疲勞壽命的影響相對(duì)較小。

        3 劃痕航線處理

        根據(jù)劃痕所在區(qū)域、損傷程度和損傷范圍,參考相應(yīng)飛機(jī)制造商的服務(wù)通告[8-10],采用不同的劃痕處理方案。主要有下面三種:

        3.1 接受劃痕損傷

        從上面應(yīng)力分析可知,當(dāng)劃痕深度較小時(shí),應(yīng)力集中系數(shù)較小,對(duì)蒙皮的疲勞壽命影響較小。因此在波音飛機(jī)絕大部分要求檢查的區(qū)域內(nèi),接受深度小于0.001英寸(0.025 mm)的劃痕,并且不要求后續(xù)的檢查和監(jiān)控。

        3.2 持續(xù)性檢查/監(jiān)控

        對(duì)于深度在0.001~0.006英寸(0.025~0.15 mm)之間的劃痕,一般采取保持損傷現(xiàn)狀并執(zhí)行持續(xù)性檢查/監(jiān)控是否有裂紋的方案。由圖9可知,當(dāng)劃痕深度相同時(shí),如增大劃痕的寬度,可以降低劃痕部位的應(yīng)力集中系數(shù)。因此,如圖11劃痕線打磨所示,也可對(duì)劃傷部位進(jìn)行打磨,拓寬劃痕的寬度。

        圖11 劃痕線打磨

        3.3 進(jìn)行修理

        從圖10可知,當(dāng)劃痕深度超過0.15 mm后,應(yīng)力集中系數(shù)會(huì)快速增加,蒙皮疲勞壽命會(huì)隨之快速下降。飛機(jī)運(yùn)營一段時(shí)間后,劃痕部分將產(chǎn)生裂紋,威脅飛機(jī)的飛行安全。因此在實(shí)際航線維護(hù)中,對(duì)較深的劃痕應(yīng)進(jìn)行修理,通常采取挖補(bǔ)修理的方法。挖補(bǔ)修理的原理是將出現(xiàn)劃痕、強(qiáng)度減弱的飛機(jī)蒙皮去除掉,防止因劃痕產(chǎn)生的裂紋沿整個(gè)機(jī)身蒙皮擴(kuò)展,而加以補(bǔ)片和加強(qiáng)片從而恢復(fù)飛機(jī)蒙皮的氣動(dòng)外形和強(qiáng)度。圖12所示是針對(duì)機(jī)身桁條間蒙皮出現(xiàn)缺陷采取的蒙皮挖補(bǔ)修理。

        圖12 蒙皮挖補(bǔ)修理

        4 結(jié)語

        機(jī)體劃痕是民用運(yùn)輸機(jī)蒙皮表面上最常見的損傷之一,常發(fā)生在有密封膠密封的機(jī)身蒙皮搭接或?qū)?、修理件邊緣等位置。本文根?jù)其發(fā)生部位的結(jié)構(gòu)特點(diǎn),建立機(jī)體劃痕應(yīng)力分析模型,通過變化外載荷、劃痕缺口寬度、劃痕缺口深度參數(shù),采用有限元分析方法,研究了應(yīng)力集中系數(shù)與載荷、劃痕寬度、劃痕深度等之間的變化關(guān)系。根據(jù)結(jié)果得出,在實(shí)際航線維護(hù)檢查中,應(yīng)該重點(diǎn)“關(guān)注”劃痕的深度,著重檢查深度值較大的劃痕,而寬度值較大的劃痕對(duì)蒙皮疲勞壽命的影響相對(duì)較小。最后結(jié)合數(shù)據(jù)分析討論了劃痕處理的三種方案,為航線維護(hù)中劃痕處理提供理論支持。

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