飛機典型含孔結(jié)構(gòu)件疲勞壽命預(yù)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(jié)構(gòu)件的件疲勞壽命研究具有重要的實際應(yīng)用價值。含孔結(jié)構(gòu)的疲勞壽命預(yù)測過程復(fù)雜而艱澀，工程技術(shù)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(jié)構(gòu)為研究對象，在研究了參數(shù)

2、化技術(shù)、有限元分析方法及疲勞強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，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(fù)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(jié)構(gòu)、載荷、材料力學(xué)性能的參數(shù)輸入及最后的計算結(jié)果輸出集成到一個環(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)為研究對象，依托應(yīng)力嚴(yán)重系統(tǒng)對結(jié)構(gòu)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(zhǔn)確、快速、方便地預(yù)測。
　　其次，以飛行器中典型的耳片結(jié)構(gòu)為研究對象，抽象并簡化了幾何和受力，運用名義應(yīng)力法、局部應(yīng)力應(yīng)變法及斷裂力學(xué)法來對耳片結(jié)構(gòu)進行壽命預(yù)測。該系統(tǒng)實現(xiàn)了耳片結(jié)構(gòu)的參數(shù)化建模，自動調(diào)用有限元軟件獲得應(yīng)力、應(yīng)變、應(yīng)力強度因子等用于疲勞壽命預(yù)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(yù)測，可以根據(jù)疲勞試驗數(shù)據(jù)自動生成疲