飛機(jī)結(jié)構(gòu)的案例
飛機(jī)結(jié)構(gòu)分析—如何實(shí)施飛機(jī)結(jié)構(gòu)全局仿真過(guò)程（附文檔）
飛機(jī)結(jié)構(gòu)分析：如何實(shí)施飛機(jī)結(jié)構(gòu)全局仿真過(guò)程
端到端的飛機(jī)結(jié)構(gòu)開發(fā)流程使飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過(guò)程更加高效
飛機(jī)制造項(xiàng)目往往大量延誤，造成高達(dá)50%的成本超支。這些延誤不僅造成數(shù)百萬(wàn)美元的資金消耗，還造成數(shù)十億美元的違約金。飛機(jī)60%的一次性費(fèi)用花費(fèi)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)開發(fā)方面，任何結(jié)構(gòu)開發(fā)流程的改進(jìn)都會(huì)帶來(lái)重大影響。
通過(guò)使用飛機(jī)結(jié)構(gòu)工程和分析的端到端過(guò)程，在整個(gè)產(chǎn)品生命周期充分利用仿真功能，制造商已經(jīng)能夠及時(shí)、以可預(yù)測(cè)的性能提供創(chuàng)新產(chǎn)品。此過(guò)程使得制造商能夠：
縮短模型準(zhǔn)備時(shí)間
減少設(shè)計(jì)-分析迭代
評(píng)估不同學(xué)科之間的取舍
簡(jiǎn)化及時(shí)交付并提高設(shè)計(jì)質(zhì)量
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展開 談?wù)?em>飛機(jī)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)應(yīng)力分析技術(shù) 附實(shí)用飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析及尺寸設(shè)計(jì)下載
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飛機(jī)結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞問(wèn)題 附結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析姚衛(wèi)星下載
一、飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞與動(dòng)態(tài)疲勞
眾所周知，飛機(jī)在使用中會(huì)受到由于滑跑、突風(fēng)、機(jī)動(dòng)、著陸撞擊，以及坐艙增壓等所造成的重復(fù)載荷的作用。出于這些重復(fù)載荷的作用，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的一些部位特別是局部高應(yīng)力區(qū)，如局部應(yīng)力集中區(qū)，有缺陷區(qū)等部位就會(huì)產(chǎn)生由于交變應(yīng)力引起的疲勞裂紋，交變應(yīng)力的繼續(xù)作用，使疲勞裂紋不斷擴(kuò)展而導(dǎo)致疲勞破壞。這就是通常所說(shuō)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞。
應(yīng)該指出，在地面操作以及空中飛行中，飛機(jī)上的某些部位還始終處在于噪聲環(huán)境之中，如推進(jìn)系統(tǒng)噪聲源包括：噴氣噪聲、螺旋槳噪聲等，空氣動(dòng)力噪聲源包括：邊界源噪聲、空腔噪聲。沖擊波噪聲、氣流分離噪聲等都對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生噪聲激勵(lì)，而產(chǎn)生振動(dòng)應(yīng)力，靠近噪聲源的結(jié)構(gòu)，這種振動(dòng)應(yīng)力尤其嚴(yán)重。對(duì)于某些典型結(jié)構(gòu)，如舵面、平尾、垂尾、腹鰭以及外掛架等，由于受到擾流的作用而產(chǎn)生隨機(jī)振動(dòng)激勵(lì)，引起隨機(jī)振動(dòng)動(dòng)力響應(yīng)，從而在這些結(jié)構(gòu)上的一些部位產(chǎn)生疲勞裂紋。
這種由噪聲、振動(dòng)的激勵(lì)而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的疲勞現(xiàn)象，可稱之為動(dòng)態(tài)疲勞 (Dynamic Fatigue) 以區(qū)別于前面的由突風(fēng)、機(jī)動(dòng)載荷等引起的飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞現(xiàn)象。根據(jù)以上所述，動(dòng)態(tài)疲勞又可分成兩個(gè)部分：噪聲疲勞和振動(dòng)疲勞。
關(guān)于噪聲疲勞問(wèn)題，國(guó)內(nèi)有關(guān)單位已經(jīng)認(rèn)識(shí)到其重要性，并從六五后期就開始投資研究，幾年的研究已經(jīng)取得進(jìn)展，特別是軍機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞研究，如聲疲勞試驗(yàn)技術(shù)研究、聲疲勞計(jì)算方法研究及軟件編制，殲x進(jìn)氣道聲疲勞定壽研究都取得了一定成果，為今后進(jìn)—步研究打下了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。
對(duì)于振動(dòng)疲勞國(guó)內(nèi)已服役的機(jī)種中，也已經(jīng)出現(xiàn)了這種問(wèn)題。如殲x飛機(jī)的腹鰭、方向舵在飛行了一時(shí)間（如200—300飛行小時(shí)）后，經(jīng)常出現(xiàn)裂紋，經(jīng)初步分析已經(jīng)確認(rèn)為是由于隨機(jī)擾流作用引起的振動(dòng)疲勞問(wèn)題。國(guó)營(yíng)一二四廠也發(fā)現(xiàn)某機(jī)導(dǎo)彈掛架由于振動(dòng)而發(fā)生螺栓的疲勞斷裂。
展開 飛機(jī)也有生老病死！談?wù)?em>飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞與腐蝕
舊式軍用飛機(jī)的結(jié)構(gòu)安排簡(jiǎn)單、寬松，少有無(wú)法檢查的區(qū)域，縱然有疲勞或腐蝕，經(jīng)由擇要檢修后很容易發(fā)現(xiàn)并排除，因此不至于對(duì)機(jī)隊(duì)安全造成困擾。
現(xiàn)代軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)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(jī)隊(duì)管理所取代，依據(jù)單機(jī)追蹤分析結(jié)果決定定期檢查的位置與檢查時(shí)距，如果某些重要結(jié)構(gòu)件因此完全沒(méi)有檢查，就會(huì)有潛在飛行安全風(fēng)險(xiǎn)，美國(guó)空軍F-15C事件就是教訓(xùn)。
現(xiàn)行最佳方式是在機(jī)上安裝傳感器，即時(shí)探測(cè)并回報(bào)機(jī)上發(fā)生的疲勞與腐蝕損傷，老飛機(jī)的結(jié)構(gòu)安全將更有保障。只是目前的傳感器僅能追蹤疲勞及異電位腐蝕損傷，且飛機(jī)會(huì)延長(zhǎng)使用年限通常是因?yàn)榻?jīng)費(fèi)拮據(jù)，這種方式與節(jié)省經(jīng)費(fèi)的初衷背道而馳，要獲得實(shí)行并不容易。
本文來(lái)自：空軍之翼、應(yīng)力與變形控
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飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度與斷裂分析
四、影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的因素
根據(jù)部隊(duì)和工廠維修實(shí)踐，影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的因素主要有以下四個(gè)方面：
（一）應(yīng)力集中的影響
大量破壞事例證明：應(yīng)力集中是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的主要因素，疲勞源總是出現(xiàn)在應(yīng)力集中的部位。如開孔、開槽、倒角、螺紋等處容易出現(xiàn)疲勞裂紋。
（二）表面加工質(zhì)量的影響
大量的破壞事例也證明：表面加工質(zhì)量不高，也是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的重要因素。
（三）裝配效應(yīng)的影響
使用經(jīng)驗(yàn)和疲勞試驗(yàn)表明，各種裝配效應(yīng)對(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度影響很大。
（四）使用環(huán)境的影響
1.腐蝕疲勞
金屬受到腐蝕，將產(chǎn)生“腐蝕疲勞”，使疲勞強(qiáng)度降低，因?yàn)楦g使金屬表面產(chǎn)生無(wú)數(shù)的小應(yīng)力集中點(diǎn)，促使疲勞裂紋的形成。
2.擦傷疲勞
當(dāng)兩個(gè)相互接觸的固體表面具有微小的相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，表面會(huì)受到損傷，這就會(huì)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(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度也有影響。
4.熱疲勞
構(gòu)件在交變的熱應(yīng)力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應(yīng)力主要來(lái)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(xiàn)為金屬表面細(xì)微裂紋網(wǎng)絡(luò)的形成，叫做“龜裂”。
5.聲疲勞
在聲環(huán)境下工作的構(gòu)件，因?yàn)槭艿皆胍舻募?lì)而產(chǎn)生振動(dòng)，由這種強(qiáng)迫振動(dòng)引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。
五、提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的措施
目前飛機(jī)設(shè)計(jì)制造，在結(jié)構(gòu)布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來(lái)提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度。這里僅就與使用維護(hù)有關(guān)的方面作一介紹。
（一）減緩局部應(yīng)力
由于應(yīng)力集中是影響疲勞強(qiáng)度的主要因素。因此，減緩局部應(yīng)力是提高構(gòu)件疲勞強(qiáng)度的一項(xiàng)重要措施。在維護(hù)使用中減緩局部應(yīng)力的方法，主要是增大圓角半徑和打止裂孔。
展開 從安全壽命到損傷容限—飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的觀念變化與演進(jìn)（上）
靜力強(qiáng)度
由于當(dāng)時(shí)金屬材料極富韌性(ductility)，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法很保守，因此結(jié)構(gòu)的安全裕度(Margin of Safety)相當(dāng)大。加上這些飛機(jī)主要用于軍事用途，在結(jié)構(gòu)遭遇疲勞問(wèn)題之前，飛機(jī)早就因?yàn)槭Э亍l(fā)動(dòng)機(jī)失效、大動(dòng)作使機(jī)翼或機(jī)身突然解體而墜毀了，因此結(jié)構(gòu)疲勞壽命不是此時(shí)的設(shè)計(jì)重點(diǎn)。結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)只要滿足材料靜力強(qiáng)度(Static Strength)就不會(huì)有問(wèn)題，結(jié)構(gòu)分析則以全機(jī)靜力試驗(yàn)為佐證，試驗(yàn)負(fù)載是飛行負(fù)載乘以一個(gè)安全系數(shù)，以計(jì)入如負(fù)載不確定、結(jié)構(gòu)分析不準(zhǔn)確、材料性質(zhì)變異、制造質(zhì)量變異……等不確定因素。
早期飛機(jī)實(shí)施靜力試驗(yàn)的情形
第二次世界大戰(zhàn)期間，飛機(jī)的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展最快，1944年出廠的德國(guó)Me 262噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)是全世界第一架采用噴氣式推進(jìn)的飛機(jī)。同時(shí)期飛機(jī)的制造技術(shù)也大有進(jìn)步，不過(guò)大多數(shù)飛機(jī)都是被敵機(jī)擊落的，結(jié)構(gòu)疲勞壽命仍然不是眾人關(guān)心的焦點(diǎn)。
第二次世界大戰(zhàn)后，為了減輕機(jī)體重量以提升飛行性能，在材料靜力強(qiáng)度主導(dǎo)結(jié)構(gòu)安全的思想下，一些強(qiáng)度高但韌性低的金屬材料開始出現(xiàn)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上。只是此時(shí)的噴氣式客機(jī)飛行速度已非昔日可比，軍機(jī)在低空飛行任務(wù)中還會(huì)遭遇到強(qiáng)大的氣動(dòng)擾流，結(jié)構(gòu)氣動(dòng)載荷直線上升，結(jié)構(gòu)應(yīng)力大增，降低了結(jié)構(gòu)安全裕度，造成一些飛機(jī)往往在服役初期就因結(jié)構(gòu)疲勞破壞而紛紛墜毀，昭告世人材料靜力強(qiáng)度已不足以保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全。
1954年英國(guó)航空公司(British Overseas Airways Corporation)“彗星”1客機(jī)(Comet 1)的連續(xù)失事，正式就飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞隱憂向世人敲響了第一記警鐘。
展開 飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度分析
1、飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度與結(jié)構(gòu)可靠性計(jì)算: 結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算方法有多種，但結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算仍是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，主要體現(xiàn)在下列三個(gè)階段。
1）飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中的結(jié)構(gòu)布局和結(jié)構(gòu)形式的確定
2）對(duì)結(jié)構(gòu)連接部位、開口區(qū)、復(fù)合材料鋪層等細(xì)節(jié)進(jìn)行設(shè)計(jì)計(jì)算
3）結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度校核階段
2、機(jī)翼和機(jī)身的強(qiáng)度估算：一般采用有限元方法，但在結(jié)構(gòu)初步設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析時(shí)，常采用薄壁結(jié)構(gòu)力學(xué)方法。
3、結(jié)構(gòu)可靠性概念：可靠性是指結(jié)構(gòu)在規(guī)定條件下和規(guī)定時(shí)間內(nèi)，完成規(guī)定功能的能力。結(jié)構(gòu)可靠性定義的要素是三個(gè)“規(guī)定”(“規(guī)定條件”、“規(guī)定時(shí)間”、“規(guī)定功能”）
結(jié)構(gòu)在規(guī)定的條件下和規(guī)定的時(shí)間內(nèi)，完成規(guī)定功能的概率稱為可靠度。
結(jié)構(gòu)在規(guī)定的條件下和規(guī)定的時(shí)間內(nèi)，喪失規(guī)定功能的概率稱為不可靠度或失效概率。
作為飛機(jī)結(jié)構(gòu)的可靠性問(wèn)題，從定義上可以理解為：“結(jié)構(gòu)在規(guī)定的使用載荷/環(huán)境工作下及規(guī)定的時(shí)間內(nèi)，為防止各種失效或有礙正常工作功能的損傷，應(yīng)保持其必要的強(qiáng)剛度、抗疲勞斷裂以及耐久性能力。”可靠度則應(yīng)是這用能力的概率度量。
4、1）結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度可靠性是指結(jié)構(gòu)元件或結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的強(qiáng)度大于工作應(yīng)力的概率；
2）結(jié)構(gòu)安全壽命可靠性是指結(jié)構(gòu)的裂紋形成壽命小于使用壽命的概率；
3）結(jié)構(gòu)損傷容限可靠性則一方面指結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度大于工作應(yīng)力的概率，另一方面指結(jié)構(gòu)在規(guī)定的未修使用期內(nèi)，裂紋擴(kuò)展小于裂紋容限的概率。
4）其它可靠度度量方法：
結(jié)構(gòu)的失效概率F(t)，指結(jié)構(gòu)在t時(shí)刻之前破壞的概率；
失效率λ(t)，指在t時(shí)刻以前未發(fā)生破壞的條件下，在t時(shí)刻的條件破壞概率密度；
平均無(wú)故障時(shí)間MTTF(Mean Time ToFailure)，指從開始使用到發(fā)生故障的工作時(shí)間的期望值。
5、飛機(jī)結(jié)構(gòu)承受的疲勞載荷：
1）機(jī)動(dòng)載荷：它是由于飛機(jī)在機(jī)動(dòng)飛行中，過(guò)載的大小和方向不斷改變而使飛機(jī)承受的氣動(dòng)交變載荷。
展開 飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度與斷裂分析
四、影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的因素
根據(jù)部隊(duì)和工廠維修實(shí)踐，影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的因素主要有以下四個(gè)方面：
（一）應(yīng)力集中的影響
大量破壞事例證明：應(yīng)力集中是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的主要因素，疲勞源總是出現(xiàn)在應(yīng)力集中的部位。如開孔、開槽、倒角、螺紋等處容易出現(xiàn)疲勞裂紋。
（二）表面加工質(zhì)量的影響
大量的破壞事例也證明：表面加工質(zhì)量不高，也是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的重要因素。
（三）裝配效應(yīng)的影響
使用經(jīng)驗(yàn)和疲勞試驗(yàn)表明，各種裝配效應(yīng)對(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度影響很大。
（四）使用環(huán)境的影響
1.腐蝕疲勞
金屬受到腐蝕，將產(chǎn)生“腐蝕疲勞”，使疲勞強(qiáng)度降低，因?yàn)楦g使金屬表面產(chǎn)生無(wú)數(shù)的小應(yīng)力集中點(diǎn)，促使疲勞裂紋的形成。
2.擦傷疲勞
當(dāng)兩個(gè)相互接觸的固體表面具有微小的相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，表面會(huì)受到損傷，這就會(huì)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(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度也有影響。
4.熱疲勞
構(gòu)件在交變的熱應(yīng)力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應(yīng)力主要來(lái)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(xiàn)為金屬表面細(xì)微裂紋網(wǎng)絡(luò)的形成，叫做“龜裂”。
5.聲疲勞
在聲環(huán)境下工作的構(gòu)件，因?yàn)槭艿皆胍舻募?lì)而產(chǎn)生振動(dòng)，由這種強(qiáng)迫振動(dòng)引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。
五、提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的措施
目前飛機(jī)設(shè)計(jì)制造，在結(jié)構(gòu)布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來(lái)提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度。這里僅就與使用維護(hù)有關(guān)的方面作一介紹。
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大型商用客機(jī)執(zhí)行全機(jī)疲勞試驗(yàn)的情形
聯(lián)邦航空局同時(shí)發(fā)布的服務(wù)通報(bào)(Advisory Circular)AC 25.571-1中，列舉“損傷容限”設(shè)計(jì)可能不切實(shí)際的兩處主結(jié)構(gòu)范例：起落架、發(fā)動(dòng)機(jī)吊點(diǎn)，但在1986年3月5日發(fā)布的修訂版AC 25.571-1A中，刪除發(fā)動(dòng)機(jī)吊點(diǎn)，僅余起落架結(jié)構(gòu)可應(yīng)用“安全壽命”設(shè)計(jì)。
“損傷容限”設(shè)計(jì)中明確指出︰一、在有裂紋的情況下，結(jié)構(gòu)的余留強(qiáng)度不能低于設(shè)計(jì)限制負(fù)載;對(duì)機(jī)身而言，則是不能低于1.1倍操作艙壓、氣動(dòng)吸力(Aerodynamic Suction)、飛行負(fù)載這三者的總和。二、在裂紋生長(zhǎng)前述負(fù)載下所允許的最大長(zhǎng)度前，需能檢出此裂紋。
FAR 25.571第45號(hào)補(bǔ)充文件《結(jié)構(gòu)損傷容限與疲勞評(píng)估》規(guī)定：在設(shè)計(jì)新飛機(jī)時(shí)，必須假設(shè)飛機(jī)結(jié)構(gòu)在一出廠時(shí)，由于不同的材料、結(jié)構(gòu)制作、以及制程所影響，每一主結(jié)構(gòu)件上應(yīng)力最大的位置，如：R角、鉚釘孔……會(huì)預(yù)存一定大小的裂紋，此裂紋于飛機(jī)服役期間在負(fù)載作用下逐漸生長(zhǎng)，飛機(jī)的設(shè)計(jì)必需在裂紋存在的情況下，機(jī)體結(jié)構(gòu)仍能在一定時(shí)間內(nèi)安全地容忍這些損傷。
一般以為“損傷容限”設(shè)計(jì)可讓飛機(jī)在已知有裂紋的情況下繼續(xù)安全飛行，這是個(gè)錯(cuò)誤的觀念。沒(méi)有任何設(shè)計(jì)規(guī)范允許在明知情況下，讓飛機(jī)主結(jié)構(gòu)強(qiáng)度降到極限負(fù)載(Ultimate Load，1.5倍的限制負(fù)載)以下，“損傷容限”設(shè)計(jì)主要是對(duì)于在正常使用情況下，不預(yù)期會(huì)發(fā)生裂紋，但可能在服役期間因環(huán)境因素產(chǎn)生裂紋的主結(jié)構(gòu)，提供定期檢查的制訂依據(jù)。飛機(jī)主結(jié)構(gòu)如果有裂紋，除非經(jīng)工程分析在后續(xù)飛行中的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度未降到極限負(fù)載以下，否則必須馬上修復(fù)。
展開 干貨 | 飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的影響因素及改進(jìn)（附設(shè)計(jì)手冊(cè)下載）
圖7 σ-N曲線的三個(gè)范圍
圖8 損傷尺寸與載荷循環(huán)數(shù)的關(guān)系
四、影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的因素
根據(jù)部隊(duì)和工廠維修實(shí)踐，影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的因素主要有以下四個(gè)方面：
(一)、應(yīng)力集中的影響
大量破壞事例證明：應(yīng)力集中是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的主要因素，疲勞源總是出現(xiàn)在應(yīng)力集中的部位。如開孔、開槽、倒角、螺紋等處容易出現(xiàn)疲勞裂紋。
(二)、表面加工質(zhì)量的影響
大量的破壞事例也證明：表面加工質(zhì)量不高，也是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的重要因素。
(三)、裝配效應(yīng)的影響
使用經(jīng)驗(yàn)和疲勞試驗(yàn)表明，各種裝配效應(yīng)對(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度影響很大。
(四)、使用環(huán)境的影響
1. 腐蝕疲勞
金屬受到腐蝕，將產(chǎn)生“腐蝕疲勞”，使疲勞強(qiáng)度降低，因?yàn)楦g使金屬表面產(chǎn)生無(wú)數(shù)的小應(yīng)力集中點(diǎn)，促使疲勞裂紋的形成。
2. 擦傷疲勞
當(dāng)兩個(gè)相互接觸的固體表面具有微小的相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，表面會(huì)受到損傷，這就會(huì)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(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度也有影響。
4. 熱疲勞
構(gòu)件在交變的熱應(yīng)力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應(yīng)力主要來(lái)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(xiàn)為金屬表面細(xì)微裂紋網(wǎng)絡(luò)的形成，叫做“龜裂”。
5. 聲疲勞
在聲環(huán)境下工作的構(gòu)件，因?yàn)槭艿皆胍舻募?lì)而產(chǎn)生振動(dòng)，由這種強(qiáng)迫振動(dòng)引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。
展開 飛機(jī)機(jī)翼可以做成積木式結(jié)構(gòu)？NASA告訴你答案
三、試驗(yàn)過(guò)程和初步結(jié)論——積木式結(jié)構(gòu)可按飛機(jī)要求實(shí)現(xiàn)定制化設(shè)計(jì)
為了完成此次試驗(yàn)，MADCAT項(xiàng)目制造了三個(gè)半翼展機(jī)翼：其中兩個(gè)使用相同的材料，僅使用Ultem 2200增強(qiáng)體積元，每個(gè)機(jī)翼包含2088個(gè)體積元；另一個(gè)采用不用的材料，包含1741個(gè)增強(qiáng)體積元和347個(gè)未增強(qiáng)體積元。此外，每個(gè)機(jī)翼還包含大約2500個(gè)接口部件和300個(gè)蒙皮壁板。
04 半展長(zhǎng)機(jī)翼包含2088個(gè)體積元，手動(dòng)用螺栓連接組裝成超輕積木式結(jié)構(gòu)。
具有相同材料體積元結(jié)構(gòu)的機(jī)翼被用作具有異質(zhì)結(jié)構(gòu)（由不同材料體積元拼接而成的結(jié)構(gòu)）模型的基線模型（即試驗(yàn)對(duì)比項(xiàng)）。初步試驗(yàn)結(jié)果顯示，異質(zhì)結(jié)構(gòu)可以被程序化，即具有可編程性，能夠智能地產(chǎn)生機(jī)翼扭轉(zhuǎn)和增加機(jī)翼彎度來(lái)提高升力并降低阻力。具體做法是：通過(guò)沿展向安裝Ultem 1000體積元來(lái)實(shí)現(xiàn)扭轉(zhuǎn)，通過(guò)在內(nèi)翼段下部沿弦向安裝Ultem 1000來(lái)降低剛度，從而增加機(jī)翼彎度。
四、積木式結(jié)構(gòu)的未來(lái)應(yīng)用方向——變體飛機(jī)和空間結(jié)構(gòu)
由于積木式結(jié)構(gòu)柔性機(jī)翼通過(guò)在飛行過(guò)程中連續(xù)光滑變形，能有效提升飛機(jī)操縱性和經(jīng)濟(jì)性，是未來(lái)變體飛機(jī)的重要技術(shù)方案選擇。NASA稱這種模塊化的機(jī)翼結(jié)構(gòu)概念，可用于未來(lái)新型轟炸機(jī)和高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)，或?qū)⒊蔀槲磥?lái)飛機(jī)提高機(jī)動(dòng)性、降低成本的重要途徑之一。
隨著MADCAT項(xiàng)目的完成，該團(tuán)隊(duì)已經(jīng)啟動(dòng)了另一個(gè)項(xiàng)目，新項(xiàng)目旨在開發(fā)一種機(jī)器人，用于組裝和重構(gòu)積木式空間結(jié)構(gòu)。NASA還認(rèn)為，這種模塊化、超輕的積木式結(jié)構(gòu)可以用于月球、火星甚至是系外行星探測(cè)器，因?yàn)榻柚M裝機(jī)器人，積木式結(jié)構(gòu)可以在太空中完成自動(dòng)組裝，從而大幅降低發(fā)射成本。
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飛機(jī)新概念結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與工程應(yīng)用
關(guān)鍵詞
新概念結(jié)構(gòu)；設(shè)計(jì)與制造一體化；增材制造；工程化驗(yàn)證
引用格式
王向明.飛機(jī)新概念結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與工程應(yīng)用［J］.航空科學(xué)技術(shù)，2020，31（04）：1-7.
Wang Xiangming.New concept structure design and engineering application of aircraft［J］.Aeronautical Science & Technology，2020，31（04）：1-7.
新型戰(zhàn)機(jī)是我國(guó)空中作戰(zhàn)體系中的重要組成力量，其作戰(zhàn)性能和飛行安全與機(jī)體結(jié)構(gòu)屬性密不可分。機(jī)體結(jié)構(gòu)構(gòu)成飛行平臺(tái)，對(duì)設(shè)計(jì)、制造要求極高，包括高減重、長(zhǎng)壽命、多功能、低成本、快速響應(yīng)研制，對(duì)飛機(jī)的研制至關(guān)重要、不可或缺。
傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)自噴氣式飛機(jī)誕生以來(lái)已持續(xù)70多年，存在諸多弊端，如零件多、質(zhì)量大、危險(xiǎn)部位多等。超重通常達(dá)數(shù)百千克以上（占結(jié)構(gòu)總重的8%～20%），疲勞開裂占外場(chǎng)損傷總量的80%，美國(guó)戰(zhàn)機(jī)面臨同樣問(wèn)題，如F-35 超重640～900kg，F(xiàn)-22投入3.5億美元進(jìn)行抗疲勞改進(jìn)。通常采用精益設(shè)計(jì)和先進(jìn)材料、工藝替換來(lái)挖掘潛力，但已觸及“天花板”，甚至關(guān)系到新機(jī)研制的成敗，如無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)如果采用傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)就無(wú)法實(shí)現(xiàn)高過(guò)載的設(shè)計(jì)要求，大部件接頭凸出飛機(jī)外形，會(huì)顛覆飛機(jī)先進(jìn)氣動(dòng)隱身布局。
為什么戰(zhàn)機(jī)傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)“弊端”長(zhǎng)期難以突破?
展開 飛機(jī)結(jié)構(gòu)件裝配順序規(guī)劃研究與實(shí)現(xiàn)
設(shè)計(jì)了一個(gè)能為飛機(jī)結(jié)構(gòu)件自動(dòng)生成、選擇和評(píng)價(jià)裝配順序的基于知識(shí)規(guī)則的割集算法。該算法目的是為了建立一個(gè)新的裝配關(guān)系和裝配工藝表示模型 ,并且對(duì)于給定裝配體 ,割集算法可生成詳細(xì)可行的子裝配體組 ,最終生成所有可行裝配順序。為得到最佳的裝配順序 ,算法采用定量標(biāo)準(zhǔn) (如裝配時(shí)間和費(fèi)用、工夾具數(shù)目等 )選擇裝配順序。所提出的算法在 catia設(shè)計(jì)平臺(tái)上實(shí)現(xiàn) ,并給出某型號(hào)飛機(jī)垂尾實(shí)例 ,驗(yàn)證了算法的正確性與有效性
飛機(jī)結(jié)構(gòu)件裝配順序規(guī)劃研究與實(shí)現(xiàn).PDF
solidThinking Inspire在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用
Altair 解決方案：采用solidThinking Inspire軟件中對(duì)過(guò)度接頭在給定體積和應(yīng)力約束條件下以總剛度最大化為目標(biāo)進(jìn)行了輕量化設(shè)計(jì)
優(yōu)點(diǎn)：得到的詳細(xì)初步設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)比原方案設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)減重達(dá)50%，且新結(jié)構(gòu)傳力路線更加清晰，受力情況也有很大的改善，材料利用率明顯提高
背景介紹
在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，方案設(shè)計(jì)階段是根據(jù)設(shè)計(jì)要求形成粗略的基本概念，并草擬一個(gè)或多個(gè)能滿足設(shè)計(jì)要求的初步方案，這個(gè)階段雖然耗錢、耗時(shí)不多，但非常重要，具有全局性的中大影響，有時(shí)設(shè)計(jì)不好會(huì)發(fā)生大的顛覆，嚴(yán)重影響飛機(jī)的正常研制周期，尤其對(duì)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)起過(guò)渡作用的關(guān)鍵部件。在傳統(tǒng)設(shè)計(jì)中設(shè)計(jì)師主要依靠經(jīng)驗(yàn)知識(shí)來(lái)設(shè)計(jì)零部件的基本結(jié)構(gòu)形式。而面對(duì)復(fù)雜結(jié)構(gòu)或者結(jié)構(gòu)形式完全未知的情況下，傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法需要多次迭代設(shè)計(jì)才能得到滿足設(shè)計(jì)要求的結(jié)構(gòu)，但卻不能保證結(jié)構(gòu)形式的最優(yōu)化和結(jié)構(gòu)重量的最小化。隨著計(jì)算機(jī)和數(shù)字化等科學(xué)技術(shù)的迅猛發(fā)展，結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)得到迅猛發(fā)展，而且被廣泛應(yīng)用于復(fù)雜產(chǎn)品的設(shè)計(jì)中。
挑戰(zhàn)
拓?fù)鋬?yōu)化相對(duì)于尺寸優(yōu)化和形狀優(yōu)化，具有更多的設(shè)計(jì)自由度，能夠獲得更大的設(shè)計(jì)空間，是結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)階段獲得最優(yōu)方案的最佳途徑。因此，我們面臨的挑戰(zhàn)是如何應(yīng)用拓?fù)鋬?yōu)化技術(shù)實(shí)現(xiàn)最優(yōu)設(shè)計(jì)方案，實(shí)現(xiàn)減重提升產(chǎn)品品質(zhì)？
solidThinking Inspire軟件進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化計(jì)算操作簡(jiǎn)單、效率高。
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