飛機結構強度的案例
飛機結構疲勞強度與斷裂分析
（二）表面加工質量的影響
大量的破壞事例也證明：表面加工質量不高，也是影響飛機結構疲勞強度的重要因素。
（三）裝配效應的影響
使用經驗和疲勞試驗表明，各種裝配效應對結構的疲勞強度影響很大。
（四）使用環境的影響
1.腐蝕疲勞
金屬受到腐蝕，將產生“腐蝕疲勞”，使疲勞強度降低，因為腐蝕使金屬表面產生無數的小應力集中點，促使疲勞裂紋的形成。
2.擦傷疲勞
當兩個相互接觸的固體表面具有微小的相對運動時，表面會受到損傷，這就會引起“擦傷疲勞”（或稱“擦傷腐蝕”）。
3.高溫疲勞和低溫疲勞
溫度對結構的疲勞強度也有影響。
4.熱疲勞
構件在交變的熱應力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應力主要來自兩方面，①由溫度分布不均所引起的；②限制金屬自由膨脹或收縮所引起的。熱疲勞破壞常常表現為金屬表面細微裂紋網絡的形成，叫做“龜裂”。
5.聲疲勞
在聲環境下工作的構件，因為受到噪音的激勵而產生振動，由這種強迫振動引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。
五、提高飛機結構疲勞強度的措施
目前飛機設計制造，在結構布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來提高飛機結構疲勞強度。這里僅就與使用維護有關的方面作一介紹。
（一）減緩局部應力
由于應力集中是影響疲勞強度的主要因素。因此，減緩局部應力是提高構件疲勞強度的一項重要措施。在維護使用中減緩局部應力的方法，主要是增大圓角半徑和打止裂孔。
1.增大圓角半徑
減緩局部應力的一般原則是：防止截面有急劇的變化，當這種變化不可避免時，應保證這種變化有足夠的圓角半徑。
殲6飛機前起落架輪叉在接耳根部易產生裂紋，就是由于接耳根部的圓角半徑過小（只有），且接耳根部外緣的圓弧過渡區過小或根本未加工出來，形成尖角造成的。
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1、飛機結構靜強度與結構可靠性計算: 結構靜強度計算方法有多種，但結構靜強度計算仍是結構設計的基礎，主要體現在下列三個階段。
1）飛機總體設計中的結構布局和結構形式的確定
2）對結構連接部位、開口區、復合材料鋪層等細節進行設計計算
3）結構靜強度校核階段
2、機翼和機身的強度估算：一般采用有限元方法，但在結構初步設計和結構強度分析時，常采用薄壁結構力學方法。
3、結構可靠性概念：可靠性是指結構在規定條件下和規定時間內，完成規定功能的能力。結構可靠性定義的要素是三個“規定”(“規定條件”、“規定時間”、“規定功能”）
結構在規定的條件下和規定的時間內，完成規定功能的概率稱為可靠度。
結構在規定的條件下和規定的時間內，喪失規定功能的概率稱為不可靠度或失效概率。
作為飛機結構的可靠性問題，從定義上可以理解為：“結構在規定的使用載荷/環境工作下及規定的時間內，為防止各種失效或有礙正常工作功能的損傷，應保持其必要的強剛度、抗疲勞斷裂以及耐久性能力。”可靠度則應是這用能力的概率度量。
4、1）結構靜強度可靠性是指結構元件或結構系統的強度大于工作應力的概率；
2）結構安全壽命可靠性是指結構的裂紋形成壽命小于使用壽命的概率；
3）結構損傷容限可靠性則一方面指結構剩余強度大于工作應力的概率，另一方面指結構在規定的未修使用期內，裂紋擴展小于裂紋容限的概率。
4）其它可靠度度量方法：
結構的失效概率F(t)，指結構在t時刻之前破壞的概率；
失效率λ(t)，指在t時刻以前未發生破壞的條件下，在t時刻的條件破壞概率密度；
平均無故障時間MTTF(Mean Time ToFailure)，指從開始使用到發生故障的工作時間的期望值。
5、飛機結構承受的疲勞載荷：
1）機動載荷：它是由于飛機在機動飛行中，過載的大小和方向不斷改變而使飛機承受的氣動交變載荷。
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四、影響飛機結構疲勞強度的因素
根據部隊和工廠維修實踐，影響飛機結構疲勞強度的因素主要有以下四個方面：
（一）應力集中的影響
大量破壞事例證明：應力集中是影響飛機結構疲勞強度的主要因素，疲勞源總是出現在應力集中的部位。如開孔、開槽、倒角、螺紋等處容易出現疲勞裂紋。
（二）表面加工質量的影響
大量的破壞事例也證明：表面加工質量不高，也是影響飛機結構疲勞強度的重要因素。
（三）裝配效應的影響
使用經驗和疲勞試驗表明，各種裝配效應對結構的疲勞強度影響很大。
（四）使用環境的影響
1.腐蝕疲勞
金屬受到腐蝕，將產生“腐蝕疲勞”，使疲勞強度降低，因為腐蝕使金屬表面產生無數的小應力集中點，促使疲勞裂紋的形成。
2.擦傷疲勞
當兩個相互接觸的固體表面具有微小的相對運動時，表面會受到損傷，這就會引起“擦傷疲勞”（或稱“擦傷腐蝕”）。
3.高溫疲勞和低溫疲勞
溫度對結構的疲勞強度也有影響。
4.熱疲勞
構件在交變的熱應力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應力主要來自兩方面，①由溫度分布不均所引起的；②限制金屬自由膨脹或收縮所引起的。熱疲勞破壞常常表現為金屬表面細微裂紋網絡的形成，叫做“龜裂”。
5.聲疲勞
在聲環境下工作的構件，因為受到噪音的激勵而產生振動，由這種強迫振動引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。
五、提高飛機結構疲勞強度的措施
目前飛機設計制造，在結構布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來提高飛機結構疲勞強度。這里僅就與使用維護有關的方面作一介紹。
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圖7 σ-N曲線的三個范圍
圖8 損傷尺寸與載荷循環數的關系
四、影響飛機結構疲勞強度的因素
根據部隊和工廠維修實踐，影響飛機結構疲勞強度的因素主要有以下四個方面：
(一)、應力集中的影響
大量破壞事例證明：應力集中是影響飛機結構疲勞強度的主要因素，疲勞源總是出現在應力集中的部位。如開孔、開槽、倒角、螺紋等處容易出現疲勞裂紋。
(二)、表面加工質量的影響
大量的破壞事例也證明：表面加工質量不高，也是影響飛機結構疲勞強度的重要因素。
(三)、裝配效應的影響
使用經驗和疲勞試驗表明，各種裝配效應對結構的疲勞強度影響很大。
(四)、使用環境的影響
1. 腐蝕疲勞
金屬受到腐蝕，將產生“腐蝕疲勞”，使疲勞強度降低，因為腐蝕使金屬表面產生無數的小應力集中點，促使疲勞裂紋的形成。
2. 擦傷疲勞
當兩個相互接觸的固體表面具有微小的相對運動時，表面會受到損傷，這就會引起“擦傷疲勞”(或稱“擦傷腐蝕”)。
3. 高溫疲勞和低溫疲勞
溫度對結構的疲勞強度也有影響。
4. 熱疲勞
構件在交變的熱應力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應力主要來自兩方面，①由溫度分布不均所引起的;②限制金屬自由膨脹或收縮所引起的。熱疲勞破壞常常表現為金屬表面細微裂紋網絡的形成，叫做“龜裂”。
5. 聲疲勞
在聲環境下工作的構件，因為受到噪音的激勵而產生振動，由這種強迫振動引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。
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飛機強度計算--結構靜度計算
飛機強度計算--結構靜度計算
某型飛機前服務門強度剛度分析與結構改進
以某型飛機前服務門為研究對象，采用HyperMesh軟件建立有限元模型，通過對其在極限氣密載荷下強度剛度的分析，得到前服務門的應力和變形的分布情況。以此確定前服務門門體與門框剛度匹配的實際情況，找出前服務門密封性能不佳的原因，并提出和驗證解決此問題的結構改進方案。
郭琦_某型飛機前服務門強度剛度分析與結構改進.pdf
飛機結構振動疲勞問題 附結構疲勞壽命分析姚衛星下載
這些報告涉及：動態載荷、疲勞大綱、準則；動態載荷環境分析；動態疲勞分析；確定環境和特性的實驗室試驗、地面試驗；試驗計劃和大綱；結構動態飛行試驗；結構動力手冊。
在23項與動態疲勞有關的報告中，單獨或有關振動疲勞的要求有：振動載荷疲勞分析報告；尾翼振動疲勞分析報告；動態疲勞分析最終報告；振動疲勞構件（元件）試驗計劃；尾翼振動疲勞試驗計劃；構件振動疲勞試驗報告；尾翼振動疲勞試驗報告；振動環境測量報告。
從美國（海軍）軍用規范的內容來看，研制新機過程中，有關振動疲勞的工作是大量的，概括起來有三方面的工作：關于振動疲勞的計劃、大綱和準則等；關于振動環境測量和分析；關于振動疲勞分析和試驗。
以上是美國軍用規范關于海軍飛機結構振動疲勞強度問題的規定，下面談一下筆者的意見。
三、關于開展飛機結構振動疲勞研究的建議
根據國內現有機種的使用現狀，確實存在著振動疲勞問題。當然完全照搬國外規范并照著執行是不切實際的。但為了使我國自行設計研制的飛機、直升機能夠逐步接近世界先進水平，為空軍、海軍提供性能優越的飛機，為我國國防現代化做出我們應有的貢獻，從現在起，做些必要的努力，著手開展飛機結構動態疲勞強度的研究勢在必行。為此，我們建議：
深入了解并研究我國飛機結構振動疲勞問題現狀。為了有針對性的研究，建議由《飛機動強度與動力環境研究》課題組領導出面，組織全國性的小型工作會議。每一主機廠、所、使用單位和部隊以及有關院、校可派1-2人參加，研討飛機振動疲勞問題現狀，除了對國外主要規范作深入了解以外，重點是了解我國軍機出現的振動疲勞強度問題。研討這些問題對飛機安全性、戰術技術性能等有什么影響，論證飛機結構振動疲勞強度研究的必要性、可行性等。
制定飛機結構振動疲勞研討計劃。
展開 飛機強度計算方法--疲勞強度計算
飛機強度計算方法--疲勞強度計算
談談飛機結構細節應力分析技術 附實用飛機結構應力分析及尺寸設計下載
下載地址：實用飛機結構應力分析及尺寸設計
飛機結構分析—如何實施飛機結構全局仿真過程（附文檔）
飛機結構分析：如何實施飛機結構全局仿真過程
端到端的飛機結構開發流程使飛機結構設計過程更加高效
飛機制造項目往往大量延誤，造成高達50%的成本超支。這些延誤不僅造成數百萬美元的資金消耗，還造成數十億美元的違約金。飛機60%的一次性費用花費在飛機結構開發方面，任何結構開發流程的改進都會帶來重大影響。
通過使用飛機結構工程和分析的端到端過程，在整個產品生命周期充分利用仿真功能，制造商已經能夠及時、以可預測的性能提供創新產品。此過程使得制造商能夠：
縮短模型準備時間
減少設計-分析迭代
評估不同學科之間的取舍
簡化及時交付并提高設計質量
微信掃碼回復「結構」
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以下為部分截取
▼
微信掃碼回復「結構」
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-END-
展開 飛機也有生老病死！談談飛機結構的疲勞與腐蝕
結
語
由于經濟因素的考慮，軍用飛機延長服役年限是一個不可避免的趨勢，而如何維持這些老舊飛機的飛行安全，則是一個嚴肅的課題。由于老舊飛機都已經過長時間的服役生涯，影響其飛行安全的最大因素自然來自疲勞與腐蝕。
疲勞是外力長期作用下的結果，因此當飛機服役時間越久，就越容易受到它的影響；而由于材料的天性，腐蝕終究是個無法避免的過程，美國空軍在2005年修訂的飛機結構剛性計劃需求中，因此新增了對腐蝕的預防、控制、評估工作項目，可見在未來的一段時間，腐蝕應該還是會繼續困擾著飛機結構。
要維持軍用飛機延長服役期間的飛行安全，在經費考慮下，一般采取的方式是對容易發生疲勞裂紋的位置執行定期檢查。舊式軍用飛機的結構安排簡單、寬松，少有無法檢查的區域，縱然有疲勞或腐蝕，經由擇要檢修后很容易發現并排除，因此不至于對機隊安全造成困擾。
現代軍用飛機結構復雜，裝備安排非常緊密，在提升維修效率的考慮下，擇要檢修也逐漸被機隊管理所取代，依據單機追蹤分析結果決定定期檢查的位置與檢查時距，如果某些重要結構件因此完全沒有檢查，就會有潛在飛行安全風險，美國空軍F-15C事件就是教訓。
現行最佳方式是在機上安裝傳感器，即時探測并回報機上發生的疲勞與腐蝕損傷，老飛機的結構安全將更有保障。
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從安全壽命到損傷容限—飛機結構設計的觀念變化與演進（下）
大型商用客機執行全機疲勞試驗的情形
聯邦航空局同時發布的服務通報(Advisory Circular)AC 25.571-1中，列舉“損傷容限”設計可能不切實際的兩處主結構范例：起落架、發動機吊點，但在1986年3月5日發布的修訂版AC 25.571-1A中，刪除發動機吊點，僅余起落架結構可應用“安全壽命”設計。
“損傷容限”設計中明確指出︰一、在有裂紋的情況下，結構的余留強度不能低于設計限制負載;對機身而言，則是不能低于1.1倍操作艙壓、氣動吸力(Aerodynamic Suction)、飛行負載這三者的總和。二、在裂紋生長前述負載下所允許的最大長度前，需能檢出此裂紋。
FAR 25.571第45號補充文件《結構損傷容限與疲勞評估》規定：在設計新飛機時，必須假設飛機結構在一出廠時，由于不同的材料、結構制作、以及制程所影響，每一主結構件上應力最大的位置，如：R角、鉚釘孔……會預存一定大小的裂紋，此裂紋于飛機服役期間在負載作用下逐漸生長，飛機的設計必需在裂紋存在的情況下，機體結構仍能在一定時間內安全地容忍這些損傷。
一般以為“損傷容限”設計可讓飛機在已知有裂紋的情況下繼續安全飛行，這是個錯誤的觀念。沒有任何設計規范允許在明知情況下，讓飛機主結構強度降到極限負載(Ultimate Load，1.5倍的限制負載)以下，“損傷容限”設計主要是對于在正常使用情況下，不預期會發生裂紋，但可能在服役期間因環境因素產生裂紋的主結構，提供定期檢查的制訂依據。飛機主結構如果有裂紋，除非經工程分析在后續飛行中的結構強度未降到極限負載以下，否則必須馬上修復。
展開 高于金屬強度的聚合物復合材料減輕飛機重量
Kepman為首的羅蒙諾索夫莫斯科國家大學的科研團隊正在開發結構性聚合物復合材料以用于車輛部件及航空航天工業的結構性零件的生產。此類零部件對材料要求更加嚴格，需要高性能聚合物復合材料。研究人員已經在雜志《應用聚合物科學》上發布了他們的項目成果。材料結構以聚合物為基質，并包含一種獨立的其他加強材料（填料）。舉例來說，在碳纖維增強復合材料中（CFRP），碳纖維是作為一種加強材料存在的，而聚酯或環氧樹脂，雙馬來酰亞胺，聚酰亞胺等其他聚合物構成基質。
一架現代飛機，比如“夢幻飛機”波音787包含50%的聚合物復合材料。一架戰斗機，比如歐洲臺風戰斗機包含70%的聚合物復合材料。開發中的耐高溫聚合物復合材料有朝一日將取代現有發動機里的金屬部件（如低壓噴氣式壓縮機葉片）或超音速飛行器的外殼。
化學家在以二肽腈單質為啟始材料的聚合物材料分子設計中采用了一種新方法，他們創造新材料的同時也改進了制備方式，這種方法不同于大多數現行的肽腈法，可被用于以注射法更經濟的生產CFRP。此法可以最少的零部件組裝數量生產高強度復雜外形的CFRP。
鈦合金或鋁合金的單克價格遠低于同樣重量的這種復合材料。不過，據研究員Boris Bulgakov介紹，生產和維護大型復雜外形的聚合物復合材料部件則要遠遠便宜于合金。這種性價比優勢產生于大幅下降的組裝工序人工成本，以及碳纖維結構的高強度水平。
Boris Bulgakov解釋說“比如，一張聚合物復合材料機翼是由10塊部件固定在一起，那么同樣的金屬機翼就需要100塊零件，這意味著金屬機翼的生產成本更高。而且CFRP的強度是鋁合金的6到8倍，而密度則比鋁合金輕1.5倍。”
聚合物復合材料正被廣泛應用于高檔汽車、F1方程式賽車、飛機和航天飛船的生產。飛機重量減輕可使燃油消耗減少，有效負重加大。因此聚合物復合材料的高生產成本由低油耗及高載重所補償。
展開 飛機水上迫降過程中尾部結構吸能對飛機動力學行 為的影響
中文標題：飛機水上迫降過程中尾部結構吸能對飛機動力學行 為的影響
英文標題：Effect of Structural Energy Absorption on Crash Behavior during Aircraft Ditching
Highlights:（1）用Ls-DYNA的流固耦合功能，模擬了2009年美國全美航空公司1549航班（機型A320）水上迫降的過程，涉及到飛機的氣動升力、氣動阻力、質量和轉動慣量的配置、流固耦合滲漏的優化設置；
（2）飛機采用剛體和可變形體混合模型，可變形模型用于模型飛機底部的變形吸能，研究飛機水上迫降過程中尾部結構吸能對飛機底部壓力、動力學行為、過載等的影響。
說明文檔：
ia8e
由于找我要k文件的實在太多，但是這部分的工作還沒有發表，k文件以后就不再提供了，實在不好意思！
如果有技術方面的困惑，我們可以探討，共同進步
展開 超高強度人造蜘蛛絲將于明年問世 可用于飛機制造
據外媒Fastcompany消息，人造蜘蛛絲這種創新材料由于重量輕、強度高，而且具有可持續性等特性，已經開始被期望應用于航空工業中。
航空工業對環境而言無疑是一場災難。目前，航空業的二氧化碳排放量占全球的2%以上。紐約和加利福尼亞之間的單次飛行所產生的排放量約為一輛汽車一年排放量的20%。
目前，航空旅游以每年6%的速度增長，所以，即便多年來飛機設計師在飛機效能改善方面取得一些進步，但也難抵航空運輸需求的迅猛增長。
然而，我們也看到飛機效能改進方面還有進步空間。自2011年以來，商業航空公司一直在嘗試使用生物燃料減少排放，也已開始在飛機機身和機翼上使用碳纖維復合材料等輕質材料替代金屬和鋼鐵材料。碳纖維可以說是可持續發展的功臣，它的高強度和輕重量使其利用起來更加高效，而且耗能更少。但碳纖維的生產是能源密集型的，而且難以回收利用。
所以，人們開始尋找一種更具可持續性且同樣輕便的材料，可將其用于飛機的制造。而空客公司則找到了一個神奇的解決方案：合成蜘蛛絲。
據悉，空客已與德國制造商AMSilk建立了合作。AMSilk據稱是第一家合成蜘蛛絲生物聚合物的工業供應商，該公司通過實驗制造出了生物鋼鐵(Biosteel)，目的是模仿蜘蛛絲的柔韌性以及不可思議的強度。生產生物鋼鐵的閉環細菌發酵過程既不需要化石燃料，也不需要高溫，既節能又可持續。
AMSilk公司首席執行官延斯·克萊因(Jens Klein)表示，AMSilk將與空客密切合作，推出一種由生物鋼纖維和樹脂制成的復合材料，他們希望該產品能于2019年亮相。
據了解，該公司生產的生物鋼鐵曾用于制作一款可降解的阿迪達斯運動鞋。隨后，生物鋼鐵在過去幾年里也引發了熱議。
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