基于损伤容限设计思想的飞机整体翼梁优化设计

用有限元方法分析飞机整体翼梁结构的应力强度因子,用Walker公式计算裂纹扩展寿命.以结构裂纹扩展寿命最大为优化目标,以筋条的位置为优化变量,采用遗传算法对整体翼梁进行基于损伤容限设计思想的优化设计.通过具体算例,给出不同筋条截面积约束条件下筋条优化位置和整体翼梁最优寿命,为整体翼梁的结构设计提供参考和指导.     

三维损伤容限设计:离面约束理论与疲劳断裂准则

损伤容限设计是为保证含裂纹结构安全而发展的抗疲劳断裂设计方法.其核心思想是:承认构件中存在初始裂纹,基于断裂力学理论对裂纹疲劳扩展寿命和结构剩余强度进行分析和试验验证,并结合定期检查,保证结构在服役中裂纹不会发生失稳扩展.对于承受交变载荷的结构,如飞机、轮船、压力容器等,损伤容限设计思想已成为保证大型装备服役安全性和经济性相统一的科学设计理念.在回顾飞机结构强度设计理念发展的基础上,总结了损伤容限设计思想的科学内涵;阐明了损伤容限设计的理论基础—断裂力学—由二维理论发展到三维理论的必要性;详细介绍了三维损伤容限设计的理论、方法与应用.最后,对损伤容限设计的进一步发展作了简要展望.     

飞机整体梁结构止裂筋条结构参数确定方法

介绍了组合翼梁和整体翼梁结构的区别,利用ANSYS软件对整体翼梁损伤容限特性进行分析,讨论了有止裂筋条和无止裂筋条两种情况下的损伤容限特性,研究了止裂筋条在不同结构参数面积下的应力强度因子变化规律。根据静强度理论、断裂力学准则及检查间隔要求,结合整体翼梁结构参数及其传力特点,在止裂筋条面积赋初值的基础上,从止裂筋条面积能否同时满足静强度理论、断裂韧性准则及检查间隔要求角度,采用计算迭代给出了飞机整体翼梁止裂筋条结构参数确定方法。为今后飞机整体翼梁结构损伤容限设计提供了参考依据。     

整体加肋板裂纹扩展特性分析

对整体加肋板进行了疲劳裂纹扩展试验,分析了结构疲劳裂纹扩展的基本特性及规律,讨论了应力强度因子工程计算方法,为整体加肋板的损伤容限评定及设计提供了依据。     

复合材料低模量蒙皮结构的损伤特性探讨

低模量蒙皮设计概念是改进复合材料结构损伤容限特性的一种有效的设计方法。它不仅可用于改善结构在拉伸、剪切载荷下的损伤容限特性 ,同时也可提高蒙皮的抗冲击损伤特性。本文主要对用低模量蒙皮设计概念设计的复合材料壁板在拉伸和剪切载荷作用下的损伤扩展特性、剩余强度及其设计方法进行探讨。     

基于线形梁计算模型的车辆框架优化设计

结构优化是汽车轻量化设计的重要途径之一。基于型材制造的载重型汽车框架结构在力学上具备梁结构的特征,以框架的线形梁计算模型为优化对象,代替实体梁结构模型进行结构优化设计,并基于进退搜索法思想和补偿法思想,提出了接点位置优化和截面尺寸优化两种优化方法。整个优化过程分两个阶段进行:首先对结构进行接点位置优化,以降低结构应力,均匀应力分布;随后进行截面尺寸优化,确定梁的最优截面尺寸。算例分析表明:结构经过优化设计后,不但满足了力学性能的要求,而且整体重量有所降低,应力分布也更加均匀。     

浅谈飞机复合材料的修理

本文以飞机复合材料结构为主要研究对象,从复合材料结构的设计原则、复合材料的损伤分类、修理区域的划分及修理容限的规定、修理方法的分类等方面对飞机复合材料的修理进行了总结和概括。     

某型涡轴发动机轮盘三维裂纹扩展研究

为了解某涡轴发动机轮盘疲劳试验提前失效原因,采用损伤容限设计方法和Franc3D裂纹分析软件对轮盘开展了三维裂纹扩展分析,发现裂纹扩展寿命小于疲劳试验检查间隔,损伤容限设计不满足要求是导致轮盘破裂的主要因素,对损伤容限设计在工程中的应用有一定指导意义。     

复合材料结构修理容限的确定

从工程应用的角度探讨了进行复合材料飞机结构损伤修理容限需要进行研究的相关问题，针对普通层压板和加筋板等结构的主要损伤形式，提出了针对修理容限问题较为系统的总体研究方案。结合结构的具体损伤形式指出了修理容限研究中需要进行理论分析和试验研究的内容，为不同材料同类结构修理容限的研究提供参考。     

增强飞机损伤容限的设计一体化探讨

为了提高未来军用飞机的作战效率,在设计的早期就要考虑到飞机的损伤容限而对飞机进行一体化设计。本文讨论了飞机生存力的设计要求,以及战斗损伤容限和具有很强生存能力飞机的设计方法。