面向結(jié)構(gòu)疲勞壽命評估的反演方法及其應(yīng)用.pdf

1、疲勞破壞是飛機結(jié)構(gòu)失效的主要形式之一，結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部件的疲勞壽命代表了飛機的疲勞壽命，一旦出現(xiàn)疲勞裂紋，就會影響到飛行安全，甚至發(fā)生飛行事故。加之現(xiàn)代飛機造價十分昂貴，人們總是想方設(shè)法挖掘每架飛機的壽命潛力，準確掌握剩余壽命，延長其服役期限，從而獲得顯著的經(jīng)濟效益。
　　本文回顧了飛機單機壽命監(jiān)控的兩種常用方式。針對應(yīng)變型監(jiān)控方式中遇到的問題，提出了一種基于物理原型的壽命分析評估方法，給出了一套完整的分析流程，并重點對六個方面的問題進

2、行了分析；分別探討了不同受力特征下建立結(jié)構(gòu)物理模型的方法，運用本文方法完成了兩個帶孔板在不同載荷作用下載荷反演和疲勞壽命估算實例，結(jié)果表明了本文提出方法的可行性和有效性。
　　針對飛機結(jié)構(gòu)中常見的耳片結(jié)構(gòu)，設(shè)計了相應(yīng)試驗件和實驗夾具，進行了5個不同外載荷方向下共11組的載荷反演試驗和疲勞試驗，并對試驗件斷口形貌進行了分析。結(jié)合改進后的BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)反演耳片所受外載荷，利用反演得到載荷進行耳片疲勞壽命的估算。計算值與試驗值的變化趨勢一