×
飞机结构强度设计与验证-设计师/工程师指南

飞机结构强度设计与验证-设计师/工程师指南

1星价 ¥68.4 (7.6折)
2星价¥68.4 定价¥90.0
暂无评论
图文详情
  • ISBN:9787030732507
  • 装帧:一般胶版纸
  • 册数:暂无
  • 重量:暂无
  • 开本:B5
  • 页数:144
  • 出版时间:2022-11-01
  • 条形码:9787030732507 ; 978-7-03-073250-7

内容简介

本书主要介绍有关飞机结构强度设计、耐久性和损伤容限设计与验证的一些重要内容,总结了源于经典教科书/专著、成都飞机设计研究所设计实践以及欧美、俄罗斯等飞机设计实践的知识,这些是设计师/工程师应该具备的重要知识,其中一些也是容易忽视和错误应用的知识。书中还叙述了近年来飞机结构强度国际会议、出版物的一些相关试验研究结果。另外,书中关于飞机结构强度详细设计的建议与注意事项以及耐久性和损伤容限良好设计的建议则是作者多年来工程设计实践的经验总结。

目录

目录

前言
名词术语中英文对照
1飞机结构强度设计思想的演变/1
2关于不确定系数(安全系数)的讨论/3
2.1安全系数定义及取值溯源/3
2.2安全系数1.5可否降低/6
3疲劳设计基本术语及相互关系/9
3.1疲劳、耐久性、损伤容限、结构完整性/9
3.2疲劳、耐久性、损伤容限的关系/11
4关于结构强度发图(详细设计)的建议/15
4.1发图五问/15
4.2“二次”(多次)发图/16
5新材料、新工艺、新连接应用注意事项/19
6材料晶粒方向、裂纹方向及标注要求/23
7紧固件孔制备/25
7.1去毛刺、倒角、倒圆/25
7.2一般要求/26
7.3钻孔/27
7.4沉头窝/27
7.5锪平/28
7.6紧固件孔垂直度/28
8应力集中与过渡圆角半径/29
9紧固件排列/31
10紧固件与配合/37
10.1紧固件直径与连接厚度/37
10.2三类配合精度/37
10.3螺栓直径/38
10.4高锁螺栓/38
10.5螺栓/螺母安装的拧紧力矩/39
10.6开口销/42
10.7垫圈/43
10.8搭接试样铆接力对疲劳寿命的影响/44
10.9修理用铆钉/44
11螺栓干涉配合/45
12开缝衬套冷挤压/51
12.1冷挤压量(膨胀量)/53
12.2铝合金7050等板材ST方向冷挤压/55
12.3冷挤压后孔的“异常”/56
12.4小边距冷挤压/57
12.5冷挤压后铰削量对寿命增益的影响/61
12.6含裂纹孔冷挤压寿命增益/62
12.7孔冷挤压应用建议/64
13压合衬套冷膨胀/65
13.1冷膨胀量/69
13.2含裂纹孔压合衬套寿命增益/69
13.3压合衬套应用建议/71
14三种疲劳寿命增益技术对比以及应用建议/73
14.1三种疲劳寿命增益技术对比/73
14.2疲劳寿命增益技术应用建议/79
15耳片设计/83
16止裂孔应用注意事项/85
16.1一般要求和建议/85
16.2一种“止裂孔+冷挤压”/86
17连接的端头效应/89
18间隙与加垫注意事项/93
19系统安装支架设计/95
19.1系统支架安装设计一般建议/95
19.2系统安装设计的强度检查/96
20耐久性和损伤容限设计检查清单/97
20.1材料、无损检测/98
20.2载荷、传力/98
20.3几何、应力集中/98
20.4紧固件、紧固件孔/99
20.5装配/100
20.6寿命增益措施/100
20.7其他/101
21全机静力试验与全机疲劳试验/103
21.1全机静力试验/103
21.2全机疲劳试验/104
21.3几型飞机寿命设计与全机疲劳试验/108
21.4产生疲劳裂纹的原因/110
22对制造厂的建议/111
23耐久性和损伤容限良好设计建议/113
参考文献/117
图目录
图1机车轴的疲劳断裂10
图2交变载荷示意及术语10
图3损伤容限结构的损伤演变、检测和修理13
图4材料晶粒方向24
图5裂纹方向24
图6沉头紧固件孔倒角26
图7紧固件间距、排距以及并排(左图)、交错(右图)32
图8紧固件间距的强度考虑33
图9紧固件孔并排——2孔34
图10紧固件孔并排——4孔正方形34
图11紧固件孔交错——3孔等边三角形(1)35
图12紧固件孔交错——3孔等边三角形(2)35
图13部位A应力集中系数——无限大板的拉伸35
图14预紧力螺栓疲劳寿命增益原理40
图15应避免的耳片螺栓夹紧连接41
图16搭接铆接试样铆接力对疲劳寿命的影响44
图17干涉配合孔边残余应力状态46
图18干涉配合孔边残余应力分布46
图19干涉配合孔边疲劳应力47
图20开缝衬套冷挤压工艺示意(FTI)52
图21开缝衬套孔边残余应力状态52
图22开缝衬套孔边残余应力分布53
图23开缝衬套孔边疲劳应力54
图24不建议在7050T74XX等材料的ST方向应用冷挤压工艺55
图25短横向冷挤压衬套缝的方向(FTI)56
图26冷挤压孔的三种“异常”(FTI)57
图27不同边距冷挤压孔疲劳寿命59
图28不同边距、有无预制裂纹冷挤压孔疲劳寿命60
图29边距对冷挤压孔疲劳寿命的影响61
图30冷挤压后铰削量对寿命增益的影响62
图31含裂纹孔(7050T7451铝合金)冷挤压的寿命增益63
图32压合衬套安装工艺示意(FTI)66
图33压合衬套孔边残余应力状态67
图34压合衬套孔边残余应力分布67
图35压合衬套孔边疲劳应力68
图36干涉配合、压合衬套、开缝衬套孔边残余应力状态示意74
图37干涉配合、压合衬套、开缝衬套孔边残余应力分布示意75
图38干涉配合、开缝衬套、压合衬套孔边疲劳应力示意76
图39耳片截面形状与疲劳性能84
图40止裂孔位置(WCI)86
图41连接板、加强板、紧固件的内力分布90
图42端头效应——连接板90
图43端头效应——加强板90
图44钉传载荷相同情况下的端头效应91
图45产生疲劳裂纹的原因分类110
表目录
表1疲劳、耐久性、损伤容限比较14
表2铝合金、钛合金结构紧固件孔典型冷挤压量55
表3含裂纹孔的压合衬套试验件寿命增益70
表4干涉配合、开缝衬套、压合衬套对比77
表5几型飞机寿命设计及全机疲劳试验109
展开全部

节选

1飞机结构强度设计思想的演变 很多教科书、文献中都有关于飞机结构强度设计思想演变的论述,如《飞机结构设计》(姚卫星等,2016)和《实用飞机结构工程设计》(牛春匀,2008)等。 本章从教科书中的一般叙述、运输类飞机、战斗机三个方面简要叙述飞机结构强度设计思想的演变。一般认为的飞机结构强度设计思想的演变详见姚卫星等的《飞机结构设计》一书,概述如下: 1)静强度设计; 2)静强度和刚度设计(20世纪50年代起); 3)静强度、刚度和安全寿命设计(20世纪50年代起); 4)静强度、刚度和损伤容限与经济寿命设计(20世纪七八十年代起); 5)可靠性设计。运输类飞机,飞机结构强度设计思想的演变参见《实用飞机结构工程设计》(牛春匀,2008),概述如下: 1)1930~1940年,金属机体飞机进入公共运输;设计、分析重点在静强度;没有考虑或很少考虑机体疲劳。 2)1940~1955年,对机体疲劳的关注度提升;已开始研发高强度材料,但未相应提高疲劳强度;设计同时考虑静强度与疲劳强度。 3)1955年至今,破损安全与损伤容限设计;含损伤结构的试验、分析、检查、维修。战斗机,美国空军结构完整性设计要求演变如下[详见A Survey of Aircraft StructuralLife Management Programs in the U.S. Navy, the Canadian Forces and the U.S. Air Force (Kim et al.,2006)]: 1)1958年,疲劳裂纹导致B47损毁,建立飞机结构完整性大纲。 2)1969年,疲劳裂纹导致F111损毁,推动损伤容限设计。 3)1975年,MILSTD1530A《飞机结构完整性大纲》,损伤容限设计并入结构完整性要求。 4)1996年,MILHDBK1530《美国空军飞机结构完整性大纲通用要求》,结构完整性要求改为指南。 5)2002年,MIL HDBK1530B,增加腐蚀和广布疲劳损伤指南。 6)2004年,MILSTD1530B,结构完整性指南(HDBK)改回到标准(STD)。 7)2005年,MILSTD1530C,增加风险分析。 8)2016年,MILSTD1530D,增加部队管理数据库、结构健康管理等。 2关于不确定系数(安全系数)的讨论 飞机结构强度规范的术语“不确定系数”,在早期称为“安全系数”。 多年来,时有关于飞机结构强度设计安全系数定义及取值溯源的文章以及安全系数可否降低的讨论。本章简要论述这两方面的内容。 本章讨论的安全系数是针对有人机的。 2.1安全系数定义及取值溯源 安全系数是通过“极限载荷=限制载荷×安全系数”间接定义的。限制载荷是指飞机在允许的地面和飞行使用中可能遭遇的*大和*严重的载荷组合。 安全系数取值1.5用于飞机结构强度设计已经超过80年,详见Factors of Safety — Historical Development,State of the Art and Future Outlook(North Atlantic Treaty Organization,1977)。1934年,安全系数1.5成为正式的设计要求(Air Corps Requirement)。强度设计与验证准则,*基本的两条是,结构在加载条件下的试验应满足: 1)在小于或等于限制载荷时,结构不发生有害的变形; 2)在小于或等于极限载荷时,结构不发生断裂或破坏。 上述准则的第二条,是地面验证试验通过与否*直接的判据。关于安全系数取值1.5的溯源,一些文章以及教科书都有提及。比较“巧”、也比较多的一个说法是:当时应用于飞机结构的2024铝合金材料的拉伸强度与屈服强度的比值约为1.5。也就是说,对于当时的2024铝合金材料/结构,满足上述强度设计准则的第二条(在小于或等于极限载荷时,结构不发生断裂或破坏),也就自然满足强度设计准则的**条(在小于或等于限制载荷时,结构不发生有害的变形)。上述准则**条,近年来新的规范要求已变为在115%限制载荷下,结构不发生有害的变形。可以从两方面理解这个变化:一方面是要求提高了,从100%限制载荷提高到115%限制载荷;另一方面,现在机体结构主要材料(金属、复合材料)的屈服强度增加了,拉伸强度与屈服强度的比值小于1.5,结构强度设计与验证在满足准则第二条的情况下,也更有能力满足准则**条。详见《重量变化的强度应对考虑》(蒋劲松,2021)。关于安全系数取值1.5的溯源,另外的说法与观点如下: 历史的服役经验表明,如果限制载荷乘以一个安全系数1.5,就能获得一个可接受的因结构破坏导致飞机损毁的风险水平,详见文献Aircraft Structures — Joint Service Specification Guide(USAF,1998)。 20世纪30年代早期,安全系数1.5引入飞机结构设计。在这之前,通常是按承受6g过载不破坏的要求来设计飞机结构,这样设计的飞机没有发现普遍的永久变形或结构破坏;因此认为这种按过载要求的设计一定包括了内在的安全系数。1.5的选择,虽然有些随意,但某种程度上是按照当时应用的铝合金的极限强度与屈服强度的比值定的。虽然本可以取更高一些的安全系数,但这样的话就得不到尽可能高的限制载荷,也会对将来飞机设计带来不适当的重量付出。详见Fundamentals of Aircraft and Airship Design(Nicolai et al.,2010)中F. R. Shanley教授的观点。 安全系数1.5不是材料极限强度与屈服强度的比值结果,但当时2024铝合金材料极限强度与屈服强度的比值(约1.5)支持了飞机在飞行强度包线(VG图)内使用不应产生明显塑性变形的设计要求。详见AGARD Report 661中A. Epstein的观点。 安全系数(1.5)的确定主要基于经验,是对飞行使用的权衡,即在考虑了载荷的不确定(载荷预计、结构分析)以及强度的不确定(材料性能及其退化、制造质量)等之后,可以获得大一些的限制载荷(与安全系数2.0比较)。综上,对安全系数可以有如下的认识: 1)安全系数的确定主要是基于经验(安全有保障)和权衡(限制载荷尽量大,结构重量付出适度),考虑了载荷的不确定(载荷预计、结构分析)与强度的不确定(材料性能及其退化、制造质量)。 2)安全系数与损毁概率无数学关联,也不是通过试验、数学力学推导出来的。军机结构损毁概率不大于10-7/单次飞行的要求,源于美国空军J. W. Lincoln在1980年的建议,已被MILSTD1530C采用,详见文献Aircraft Structural Reliability and Risk Analysis Handbook(Tuegel et al.,2013)。安全系数和损毁概率,在数学上无关联;很多文章认为(也有算例支持),采用安全系数1.5的飞机结构,损毁概率非常低,(远)低于10-7/单次飞行。 2.2安全系数1.5可否降低 安全系数1.5可否降低?20世纪70年代以来,一直有讨论、有争论,详见文献Factors of Safety — Historical Development,State of the Art and Future Outlook(North Atlantic Treaty Organization,1977)。北大西洋公约组织(North Atlantic Treaty Organization,NATO)组织过讨论,但没有明确的、行业或规范/标准认可的结论。 其主流的意见是:随着设计、材料、制造、飞行控制技术的发展,安全系数可以降低,且不降低安全性。 推荐三种方法用于确定军用飞机按概率定义的设计载荷:半统计(概率)/半确定性方法;统计(概率)方法;半统计(概率)/半经验方法。

预估到手价 ×

预估到手价是按参与促销活动、以最优惠的购买方案计算出的价格(不含优惠券部分),仅供参考,未必等同于实际到手价。

确定
快速
导航