軍用飛機結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計細節(jié)疲勞額定值方法指南

內(nèi)容概要

　　《軍用飛機結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計細節(jié)疲勞額定值方法指南》通過對軍用飛機與民用飛機在服役載荷環(huán)境、典型結(jié)構(gòu)形式、使用壽命指標及安全可靠性要求等方面差別的深入分析，針對軍用飛機特點及要求，基于壽命服從對數(shù)正態(tài)分布的假設(shè)，建立了適用于軍用飛機的細節(jié)疲勞額定值方法，介紹了進行結(jié)構(gòu)細節(jié)應(yīng)力分析的有限元法，給出了試驗測定和用民用飛機相似結(jié)構(gòu)換算確定軍用飛機典型結(jié)構(gòu)細節(jié)疲勞額定值的兩種途徑，并進行了若干典型軍用飛機結(jié)構(gòu)細節(jié)疲勞額定值基準值的確定，全面論述了軍用飛機細節(jié)疲勞額定值方法的工程實施技術(shù)，并給出了軍用飛機細節(jié)疲勞額定值方法疲勞設(shè)計的應(yīng)用示例。　　《軍用飛機結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計細節(jié)疲勞額定值方法指南》可供從事軍用飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計和強度分析人員在新機研制階段進行疲勞設(shè)計分析時使用，也可供其他工業(yè)部門從事疲勞設(shè)計的人員及高等院校相關(guān)專業(yè)師生參考。

書籍目錄

第1章緒論 1.1軍用飛機結(jié)構(gòu)耐久性（疲勞）設(shè)計的細節(jié)疲勞額定值方法的必要性 1.1.1新機研制初步設(shè)計階段的需求 1.1.2新機研制壽命驗證階段及改進改型飛機壽命評定的需求 1.2建立軍用飛機dfr方法的總體途徑 1.3民用飛機細節(jié)疲勞額定值（dfr）方法概述 1.3.1引言 1.3.2使用載荷及載荷譜 1.3.3結(jié)構(gòu)細節(jié)疲勞額定值（dfr） 1.3.4標準s—n曲線 1.3.5疲勞可靠性系數(shù)frf 1.3.6疲勞裕度評估與可靠性壽命估算 1.4建立dfr方法時必須考慮的軍用飛機與民用飛機的主要區(qū)別 1.4.1軍用飛機和民用飛機在使用要求、載荷情況、結(jié)構(gòu)型式與壽命可靠性方面的主要區(qū)別 1.4.2軍用飛機細節(jié)疲勞額定值方法與民用飛機的主要區(qū)別 1.5本書的主要目的與構(gòu)成 1.5.1本書的主要目的 1.5.2本書的構(gòu)成 第2章軍用飛機耐久性（疲勞）設(shè)計的細節(jié)疲勞額定值方法 2.1基本假設(shè)與dfr定義 2.1.1基本假設(shè) 2.1.2dfr定義 2.2軍用飛機（戰(zhàn)斗機）當量等幅載荷循環(huán) 2.2.1應(yīng)力比r選取 2.2.2峰值選取 2.2.3指定載荷譜對應(yīng)的每飛行小時當量等幅載荷循環(huán)數(shù)nfh的確定 2.3標準s—n曲線 2.3.1標準s—n曲線的定義和表達式 2.3.2m值的選取 2.3.3關(guān)于口oo的考慮 2.4基本可靠性壽命有關(guān)系數(shù) 2.4.1引言 2.4.2可靠系數(shù)sr 2.4.3置信系數(shù)sc 2.4.4對數(shù)壽命標準差σ0 2.4.5關(guān)于試件系數(shù)sr 2.5構(gòu)件疲勞額定系數(shù)rc與dfr修正系數(shù) 2.5.1構(gòu)件疲勞額定系數(shù)及rc 2.5.2dfr修正系數(shù) 第3章結(jié)構(gòu)細節(jié)應(yīng)力分析 3.1概述 3.2結(jié)構(gòu)細節(jié)應(yīng)力分析的有限元素法 3.2.1細節(jié)應(yīng)力分析的基本原理 3.2.2釘元剛度矩陣 3.2.3釘元的內(nèi)力矩陣 3.2.4結(jié)構(gòu)細節(jié)內(nèi)力計算方法 3.2.5細節(jié)應(yīng)力分析基本步驟 3.3結(jié)構(gòu)細節(jié)應(yīng)力分析的解析法 3.3.1基本假設(shè) 3.3.2結(jié)果歸納 3.3.3危險端部緊固件載荷r1 3.4緊固件柔度系數(shù) 3.4.1影響p—δ曲線的主要因素 3.4.2緊固件彈性段柔度系數(shù) 3.4.3實測p—δ曲線及其特性參數(shù) 3.4.4p—δ曲線計算和選用的說明 3.5幾何應(yīng)力集中系數(shù) 第4章軍用飛機典型結(jié)構(gòu)細節(jié)疲勞額定值基準值確定 4.1關(guān)于典型結(jié)構(gòu) 4.1.1典型結(jié)構(gòu)的含義 4.1.2軍用飛機典型結(jié)構(gòu)的初步選取 4.2軍用飛機典型結(jié)構(gòu)dfr基準值的試驗測定 4.2.1試驗測定方法 4.2.2若干軍用飛機典型結(jié)構(gòu)dfr基準值的試驗測定 4.3用民用飛機相似結(jié)構(gòu)dfr值換算軍用飛機dfr值的方法 4.3.1概述 4.3.2技術(shù)途徑 4.3.3示例 第5章軍用飛機結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計dfr方法實施步驟與應(yīng)用示例 5.1軍用飛機dfr方法的實施技術(shù) 5.1.1應(yīng)用前提 5.1.2基本步驟 5.1.3關(guān)于評估結(jié)論 5.1.4具體實施方法 5.2應(yīng)用示例一某型飛機關(guān)鍵結(jié)構(gòu)疲勞分析 5.2.1概述 5.2.2機翼與前機身結(jié)構(gòu) 5.2.3尾翼、后機身結(jié)構(gòu) 5.2.4起落架及相關(guān)結(jié)構(gòu) 5.2.5綜合結(jié)論 附錄 附錄adfr修正系數(shù)取值 附錄a.1孔充填系數(shù)a 附錄a.2合金和表面處理系數(shù)b 附錄a.3埋頭深度系數(shù)c 附錄a.4材料疊層厚度系數(shù)d 附錄a.5螺栓夾緊系數(shù)e 附錄a.6粗糙度系數(shù)f 附錄a.7凸臺有效系數(shù)u 附錄b典型結(jié)構(gòu)細節(jié)的幾何應(yīng)力集中系數(shù) 附錄b.1孔 附錄b.2缺口 附錄b.3臺肩 附錄b.4管、軸 附錄b.5典型工程元件 參考文獻

章節(jié)摘錄

版權(quán)頁：   插圖：   2.5.1.3軍用飛機結(jié)構(gòu)多應(yīng)力區(qū)細節(jié)群當量嚴重細節(jié)數(shù) 1）概念 一個結(jié)構(gòu)件中可能存在多個相似細節(jié)，構(gòu)件疲勞額定系數(shù)反映了其中相似細節(jié)的多少對結(jié)構(gòu)DFR許用值的影響。如果構(gòu)件中含有的某些相似細節(jié)盡管應(yīng)力水平比關(guān)鍵細節(jié)處的應(yīng)力水平低，但仍會對結(jié)構(gòu)的開裂概率有較大影響，則應(yīng)該在確定結(jié)構(gòu)DFR許用值時考慮這些細節(jié)，否則分析結(jié)果會偏于危險；民用飛機由于其結(jié)構(gòu)特點，可認為結(jié)構(gòu)的實際細節(jié)群具有相同的應(yīng)力水平，而軍用飛機若按民用飛機相同的處理辦法將結(jié)構(gòu)的所有細節(jié)均視為具有結(jié)構(gòu)最嚴重應(yīng)力區(qū)的應(yīng)力水平，結(jié)果會過于保守。因此，針對軍用飛機結(jié)構(gòu)，提出當量嚴重細節(jié)數(shù)的概念，以便較為準確的確定軍用飛機結(jié)構(gòu)的DFR許用值。 在結(jié)構(gòu)耐久性設(shè)計階段通常采用有限元計算與試驗測定相結(jié)合的方法給出結(jié)構(gòu)各細節(jié)的應(yīng)力區(qū)劃分，主要考慮應(yīng)力水平相對較高，對結(jié)構(gòu)耐久性損傷影響較大的細節(jié)，其中關(guān)鍵細節(jié)一般是指劃分的第1應(yīng)力區(qū)的細節(jié)。若第1應(yīng)力區(qū)與其余應(yīng)力區(qū)的應(yīng)力水平相差較大，經(jīng)分析對結(jié)構(gòu)DFR許用值影響較小，可在計算構(gòu)件疲勞額定系數(shù)時忽略其余應(yīng)力區(qū)的細節(jié)，直接選用第1應(yīng)力區(qū)的細節(jié)數(shù)作為當量嚴重細節(jié)數(shù)。若對結(jié)構(gòu)DFR許用值的影響不可忽略，則將所有應(yīng)力區(qū)的細節(jié)向第1應(yīng)力區(qū)進行等效折算，選用折算后的當量嚴重細節(jié)數(shù)作為構(gòu)件疲勞額定系數(shù)公式中的細節(jié)數(shù)取值。 2）確定方法 由當量嚴重細節(jié)數(shù)的概念，可按照多細節(jié)結(jié)構(gòu)的可靠性模型（串聯(lián)模型）分別計算目標壽命對應(yīng)的結(jié)構(gòu)件失效概率與僅有一個嚴重應(yīng)力區(qū)（第一應(yīng)力區(qū)）的結(jié)構(gòu)件（含n個細節(jié)）失效概率，當兩者的失效概率相等時即可得到當量嚴重細節(jié)數(shù)％。 具體方法詳見5.2節(jié)。 2.5.2 DFR修正系數(shù) 某些參數(shù)對細節(jié)疲勞額定值DFR有著重要影響，為此民用飛機DFR方法中定義了A，B，C，D，E，F(xiàn)，U等一系列修正系數(shù)，用以修正實際結(jié)構(gòu)與選定的基準結(jié)構(gòu)的差異，基準情況下的各種修正系數(shù)均為1.0，各修正系數(shù)的定義見表1—1。 盡管軍用飛機與民用飛機DFR的定義有所不同，然而其本質(zhì)均是特定條件下的疲勞強度值，針對DFR進行修正，實際上是針對相似（或相近）結(jié)構(gòu)的細微差異導致結(jié)構(gòu)局部應(yīng)力分布變化的修正，對軍用飛機結(jié)構(gòu)與民用飛機結(jié)構(gòu)而言并無本質(zhì)區(qū)別。民用飛機對應(yīng)連接區(qū)與非連接區(qū)的各種修正系數(shù)原則上也適用于軍用飛機類似部位。

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