飛機(jī)疲勞強(qiáng)度計(jì)算ppt課件(已修改)
2025-01-27 15:48 本頁(yè)面
【正文】 飛機(jī)強(qiáng)度計(jì)算方法 飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度計(jì)算 1979年，一架美國(guó)的“ DC10” 大型客機(jī)在芝加哥奧黑爾國(guó)際機(jī)場(chǎng)起飛不久就墜毀。 1985年 8月，日航的一架 5ALl23客機(jī)，由于后部壓力隔板的開裂而墜毀。 2022年 5月，臺(tái)灣中華航空公司一架波音 747客機(jī)在臺(tái)灣海峽貶空突然解體，造成 225人遇難。 事后的調(diào)查結(jié)果顯示，上述的機(jī)毀人亡事故均是由飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞破壞引起的。 飛機(jī)的疲勞、腐蝕和磨損是引起飛機(jī)事故的 3種主要模式。據(jù)國(guó)外資料統(tǒng)計(jì)，飛機(jī)由結(jié)構(gòu)引發(fā)的故障， 80%以上是由疲勞失效引起的。飛機(jī)疲勞壽命主要取決于兩個(gè)方面因素：一方面是飛機(jī)自身的內(nèi)部因素，即飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞設(shè)計(jì)、材料和加工質(zhì)量等；另一方面是飛機(jī)的外部因素，即飛機(jī)的實(shí)際使用載荷。 2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度計(jì)算 疲勞設(shè)計(jì)的概念 在交變載荷作用下，即使應(yīng)力水平較低，處于彈性范圍內(nèi)，經(jīng)過若干次循環(huán)后，也會(huì)發(fā)生斷裂，稱為 疲勞 。 交變載荷 ，是指隨時(shí)間變化的載荷，載荷可以是力、應(yīng)力、應(yīng)變、位移等。 安全壽命 是指結(jié)構(gòu)構(gòu)件發(fā)生宏觀可見裂紋時(shí)的飛機(jī)使用期限 . 軸 葉輪 疲勞斷裂破壞 轉(zhuǎn)子軸 疲勞開裂 疲勞斷裂破壞 疲勞破壞的一般特征 ? 構(gòu)件交變應(yīng)力遠(yuǎn)小于材料的靜強(qiáng)度極限，破壞發(fā)生。 ? 疲勞破壞在宏觀上無明顯塑性變形，低應(yīng)力脆斷。 ? 疲勞破壞是一個(gè)累積的過程，即裂紋形成、擴(kuò)展、斷裂。 ? 疲勞破壞常具有局部性質(zhì)，因此改變局部設(shè)計(jì)就可以延長(zhǎng)結(jié)構(gòu)壽命。 ? 疲勞斷口在宏觀和微觀上均具有特征，可以借助斷口分析判斷是否屬于疲勞破壞。 斷裂機(jī)理 目的：尋找產(chǎn)生裂紋的原因及制定飛機(jī)結(jié)構(gòu)合理的疲勞 設(shè)計(jì)和維修方案的重要依據(jù)。 分為 ? 疲勞源 ? 擴(kuò)展區(qū) ? 瞬斷區(qū)。 疲勞斷口 （ a） （ b） （ c） （ a）疲勞斷口宏觀形貌（ b）疲勞斷口示意圖（ c）疲勞條紋的微觀圖象 疲勞源 疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū) “貝紋”狀花樣 瞬時(shí)斷裂區(qū) 疲勞強(qiáng)度 交變應(yīng)力 常用導(dǎo)出量： 平均應(yīng)力 Sm=(Smax+Smin)/2 應(yīng)力幅 Sa=(SmaxSmin)/2 應(yīng)力比或循環(huán)特性參數(shù) R=Smin/Smax 應(yīng)力變程 DS=SmaxSmin 定義：平均應(yīng)力 Sm=(Smax+Smin)/2 (1) 應(yīng)力幅 Sa=(SmaxSmin)/2 (2) 應(yīng)力變程 DS=SmaxSmin (3) 應(yīng)力比或循環(huán)特性參數(shù) R=Smin/Smax (1)式二端除以 Smax，有 Sm=[(1+R)/2]Smax (4) (2)式二端除以 Smax，有 S
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