飛機整體翼梁結(jié)構(gòu)損傷容限試驗及分析研究.pdf

1、應(yīng)用大型一體化整體結(jié)構(gòu)代替?zhèn)鹘y(tǒng)鉚接組合結(jié)構(gòu)已成為當(dāng)今國內(nèi)外飛機結(jié)構(gòu)研制的一大趨勢。整體結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢主要在于結(jié)構(gòu)承載能力強、結(jié)構(gòu)重量輕，加工工藝簡單，應(yīng)力集中部位和潛在疲勞裂紋起裂源少，在相同的材料性能和重量前提下，整體結(jié)構(gòu)也比常規(guī)組合結(jié)構(gòu)大大降低制造成本。整體結(jié)構(gòu)的劣勢主要在于其缺少鉚釘孔這樣的“天然”止裂元件而使得其破損安全性能受到不利影響，更容易形成廣布疲勞損傷。正因為如此，近年來整體結(jié)構(gòu)的損傷容限特性研究越來越受到工程技術(shù)人員的廣泛

2、關(guān)注。 本文立足于工程實際，針對某民用支線飛機整體翼梁結(jié)構(gòu)，通過試驗和理論計算分析，研究了其損傷容限特性。 首先，本文對含裂紋整體翼梁結(jié)構(gòu)進行了裂紋擴展試驗、剩余強度試驗及斷口分析。 其次，本文利用ANSYS有限元工程分析軟件，對整體翼梁結(jié)構(gòu)進行了應(yīng)力強度因子分析，分別討論了裂紋按照直線、試驗真實軌跡、最大拉應(yīng)力理論預(yù)測軌跡前進的應(yīng)力強度因子分析；進一步討論了蒙皮孔邊裂紋、腹板厚度、止裂筋條等重量情況下高厚