老齡飛機(jī)的疲勞損傷.pdf_第1頁
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文檔簡(jiǎn)介

1、本文在分析國(guó)內(nèi)外老齡飛機(jī)結(jié)構(gòu)廣布疲勞損傷研究現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上，研究了緊固件孔锪窩相對(duì)深度對(duì)疲勞壽命的影響，以及一個(gè)緊固件孔孔邊裂紋對(duì)其它相鄰緊固件孔疲勞壽命的影響。研究結(jié)果表明，當(dāng)采用埋頭鉚釘進(jìn)行連接設(shè)計(jì)時(shí)，锪窩的相對(duì)深度應(yīng)控制在1/3～2/3之間；研究還指出，一個(gè)緊固件孔產(chǎn)生的孔邊裂紋將引起周邊應(yīng)力場(chǎng)的重新分布，這會(huì)明顯降低同排緊固件孔的疲勞壽命。與產(chǎn)生裂紋孔相距越近的孔，疲勞壽命降低越多。另外，本文還對(duì)中國(guó)民航機(jī)隊(duì)的年齡狀況和疲勞損傷情

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