飛機整體翼梁結構損傷容限試驗及分析研究.pdf

1、應用大型一體化整體結構代替?zhèn)鹘y(tǒng)鉚接組合結構已成為當今國內(nèi)外飛機結構研制的一大趨勢。整體結構的優(yōu)勢主要在于結構承載能力強、結構重量輕，加工工藝簡單，應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，整體結構也比常規(guī)組合結構大大降低制造成本。整體結構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，近年來整體結構的損傷容限特性研究越來越受到工程技術人員的廣泛

2、關注。 本文立足于工程實際，針對某民用支線飛機整體翼梁結構，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構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，對整體翼梁結構進行了應力強度因子分析，分別討論了裂紋按照直線、試驗真實軌跡、最大拉應力理論預測軌跡前進的應力強度因子分析；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