飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)建模與仿真技術(shù)研究.pdf

1、飛機(jī)結(jié)構(gòu)在實(shí)際使用過(guò)程中，由于不斷承受多級(jí)循環(huán)載荷作用，結(jié)構(gòu)會(huì)產(chǎn)生不同程度的損傷甚至疲勞破壞，由此造成飛機(jī)的安全性與可靠性降低，給飛機(jī)的安全飛行帶來(lái)巨大隱患。由疲勞破壞引起飛機(jī)事故的案例屢見(jiàn)不鮮，因此有效預(yù)測(cè)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，及時(shí)發(fā)現(xiàn)和排除由疲勞破壞造成的安全隱患，具有凸顯的經(jīng)濟(jì)價(jià)值與意義。
　　為解決飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命有效預(yù)測(cè)的難題，以實(shí)現(xiàn)視情維修，提升飛機(jī)的安全性與可靠性，本文以某型軍用飛機(jī)的真實(shí)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)部件——水平尾翼為具體

2、研究對(duì)象，在深入研究疲勞壽命相關(guān)理論的基礎(chǔ)上，采用飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命試驗(yàn)專(zhuān)用平臺(tái)，對(duì)其進(jìn)行長(zhǎng)期疲勞壽命試驗(yàn)，得到S-N數(shù)據(jù)，分別運(yùn)用斷裂力學(xué)、模糊法則及灰色系統(tǒng)理論三種疲勞壽命預(yù)測(cè)建模方法，分別構(gòu)建基于斷裂力學(xué)的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型、混合疲勞壽命預(yù)測(cè)模型和非等距GM(1，1)疲勞壽命預(yù)測(cè)模型，在此基礎(chǔ)上，分別采用以上三種模型對(duì)飛機(jī)水平尾翼的疲勞壽命進(jìn)行了預(yù)測(cè)以及仿真試驗(yàn)研究，得到較好的研究結(jié)果。
　　試驗(yàn)研究表明：所構(gòu)建的三種疲勞壽命預(yù)