飛機典型含孔結構件疲勞壽命預測系統(tǒng)的開發(fā).pdf

1、據(jù)統(tǒng)計，飛機在使用過程中發(fā)生的強度問題中80％以上是由疲勞破壞引起的。在飛機中檢測到的疲勞裂紋中，孔邊的裂紋大約占三分之一。據(jù)粗估計，一架大型飛機上約有150萬～200萬個鉚釘和螺栓。因此，開展航空含孔結構件的件疲勞壽命研究具有重要的實際應用價值。含孔結構的疲勞壽命預測過程復雜而艱澀，工程技術人員需要花費大量的精力。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)的錯誤。針對以上情況，本文以典型含孔結構為研究對象，在研究了參數(shù)

2、化技術、有限元分析方法及疲勞強度等理論和手段的基礎上，以MATLAB的GUI為系統(tǒng)的開發(fā)平臺，使用ANSYS來完成疲勞參量的計算，使用MATLAB的數(shù)值計算功能來完成復雜的疲勞壽命計算，并利用ACCESS數(shù)據(jù)庫來管理數(shù)據(jù)。系統(tǒng)中將幾何結構、載荷、材料力學性能的參數(shù)輸入及最后的計算結果輸出集成到一個環(huán)境中。本文的主要內容包括:
　　首先，以航空中蒙皮、桁條及框等典型結構為研究對象，依托應力嚴重系統(tǒng)對結構及受力進行抽象簡化，對系統(tǒng)進行

3、功能分析，確定輸入輸出及需要完成的功能，對系統(tǒng)進行開發(fā)，實現(xiàn)了含孔連接板件疲勞壽命準確、快速、方便地預測。
　　其次，以飛行器中典型的耳片結構為研究對象，抽象并簡化了幾何和受力，運用名義應力法、局部應力應變法及斷裂力學法來對耳片結構進行壽命預測。該系統(tǒng)實現(xiàn)了耳片結構的參數(shù)化建模，自動調用有限元軟件獲得應力、應變、應力強度因子等用于疲勞壽命預測的載荷參數(shù);可以實現(xiàn)常幅、程序及隨機多種載荷的疲勞壽命預測，可以根據(jù)疲勞試驗數(shù)據(jù)自動生成疲