飛機(jī)典型含孔結(jié)構(gòu)件疲勞壽命預(yù)測(cè)系統(tǒng)的開發(fā).pdf

1、據(jù)統(tǒng)計(jì)，飛機(jī)在使用過程中發(fā)生的強(qiáng)度問題中80％以上是由疲勞破壞引起的。在飛機(jī)中檢測(cè)到的疲勞裂紋中，孔邊的裂紋大約占三分之一。據(jù)粗估計(jì)，一架大型飛機(jī)上約有150萬～200萬個(gè)鉚釘和螺栓。因此，開展航空含孔結(jié)構(gòu)件的件疲勞壽命研究具有重要的實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。含孔結(jié)構(gòu)的疲勞壽命預(yù)測(cè)過程復(fù)雜而艱澀，工程技術(shù)人員需要花費(fèi)大量的精力。分析效率較低，并且分析過程中涉及大量數(shù)據(jù)，易出現(xiàn)不容易發(fā)現(xiàn)的錯(cuò)誤。針對(duì)以上情況，本文以典型含孔結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，在研究了參數(shù)

2、化技術(shù)、有限元分析方法及疲勞強(qiáng)度等理論和手段的基礎(chǔ)上，以MATLAB的GUI為系統(tǒng)的開發(fā)平臺(tái)，使用ANSYS來完成疲勞參量的計(jì)算，使用MATLAB的數(shù)值計(jì)算功能來完成復(fù)雜的疲勞壽命計(jì)算，并利用ACCESS數(shù)據(jù)庫(kù)來管理數(shù)據(jù)。系統(tǒng)中將幾何結(jié)構(gòu)、載荷、材料力學(xué)性能的參數(shù)輸入及最后的計(jì)算結(jié)果輸出集成到一個(gè)環(huán)境中。本文的主要內(nèi)容包括:
　　首先，以航空中蒙皮、桁條及框等典型結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，依托應(yīng)力嚴(yán)重系統(tǒng)對(duì)結(jié)構(gòu)及受力進(jìn)行抽象簡(jiǎn)化，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行

3、功能分析，確定輸入輸出及需要完成的功能，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行開發(fā)，實(shí)現(xiàn)了含孔連接板件疲勞壽命準(zhǔn)確、快速、方便地預(yù)測(cè)。
　　其次，以飛行器中典型的耳片結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，抽象并簡(jiǎn)化了幾何和受力，運(yùn)用名義應(yīng)力法、局部應(yīng)力應(yīng)變法及斷裂力學(xué)法來對(duì)耳片結(jié)構(gòu)進(jìn)行壽命預(yù)測(cè)。該系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了耳片結(jié)構(gòu)的參數(shù)化建模，自動(dòng)調(diào)用有限元軟件獲得應(yīng)力、應(yīng)變、應(yīng)力強(qiáng)度因子等用于疲勞壽命預(yù)測(cè)的載荷參數(shù);可以實(shí)現(xiàn)常幅、程序及隨機(jī)多種載荷的疲勞壽命預(yù)測(cè)，可以根據(jù)疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)自動(dòng)生成疲