機翼結(jié)構(gòu)耐久性-損傷容限與可靠性綜合分析方法及應用軟件研究.pdf

1、隨著對軍機性能要求的不斷提高，特別是對機動性和經(jīng)濟性要求的提高，現(xiàn)有的基于耐久性和損傷容限的可靠性設計體系已不能很好的滿足要求。發(fā)展一種全新的設計概念，研究相應的分析方法，已經(jīng)成為當前飛機結(jié)構(gòu)設計迫切的需要。為了解決單獨進行耐久性和損傷容限設計可能會造成的結(jié)構(gòu)重量或檢修成本增加的問題，本文在前人研究成果的基礎上，主要進行了三個方面的研究工作：
　　1.改進了耐久性/損傷容限綜合設計的概念、設計目標并給出了綜合設計分析流程。針對現(xiàn)有

2、分析模型不能同時對結(jié)構(gòu)進行耐久性和損傷容限綜合分析的問題，以耐久性分析的概率斷裂力學(PFMA)方法和概率損傷容限方法為基礎，建立并改進耐久性/損傷容限綜合分析模型。該模型是建立在結(jié)構(gòu)原始疲勞質(zhì)量(IFQ)的基礎之上的，利用隨機裂紋擴展公式，得到裂紋隨機擴展時間t后的裂紋分布。
　　2.建立基于TTCI服從三參數(shù)Weibull分布，雙參數(shù)Weibull分布和對數(shù)正態(tài)分布的三種反推法的安全余量表達式，并求解可靠度隨時間變化曲線。在求

3、解方法上采用了一次二階矩法，由該方法算出均值與標準差的比可直接得出可靠性指標，避免了由理論推導求解三重積分的繁瑣，可以在初步設計階段對結(jié)構(gòu)進行估算。在求解出可靠度隨時間變化曲線后，在指定的可靠性要求下分別利用耐久性分析方法和概率損傷容限方法預測出結(jié)構(gòu)的經(jīng)濟壽命和裂紋擴展周期，采用改進結(jié)構(gòu)設計等方法使兩者接近相等，這可以作為結(jié)構(gòu)優(yōu)化的依據(jù)。
　　3.采用面向?qū)ο蟮某绦蛟O計方法，利用Visual Basic語言將耐久性的幾種方法，即耐