掃一掃
關注中圖網
官方微博
本類五星書更多>
-
>
公路車寶典(ZINN的公路車維修與保養秘籍)
-
>
晶體管電路設計(下)
-
>
基于個性化設計策略的智能交通系統關鍵技術
-
>
花樣百出:貴州少數民族圖案填色
-
>
山東教育出版社有限公司技術轉移與技術創新歷史叢書中國高等技術教育的蘇化(1949—1961)以北京地區為中心
-
>
鐵路機車概要.交流傳動內燃.電力機車
-
>
利維坦的道德困境:早期現代政治哲學的問題與脈絡
商用飛機復合材料結構損傷容限評估 版權信息
- ISBN：9787030716071
- 條形碼：9787030716071 ; 978-7-03-071607-1
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
商用飛機復合材料結構損傷容限評估 內容簡介
隨著商用飛機復合材料用量占比不斷提升、使用范圍不斷拓展，復合材料結構損傷容限確定性方法已經難以滿足更高的結構效率需求。本書主要闡述了靠前優選的復合材料結構損傷容限概率性方法，基于概率性方法對商用飛機復合材料結構損傷容限的各個要素進行了重新審視和研究，系統性地論述了適航規章和指南、概率性符合性方法、沖擊損傷威脅、沖擊損傷阻抗、沖擊損傷可檢性、沖擊后剩余強度、載荷超越概率、檢查間隔和試驗驗證等方面的內容。 本書可以作為從事飛行器設計專業的高校教師、工程技術人員和相關專業研究生的參考書籍。
商用飛機復合材料結構損傷容限評估 目錄
目錄
第1章 緒論 1
1.1 復合材料及其特點 1
1.2 復合材料在商用飛機結構中的應用 3
1.3 復合材料結構的損傷問題 4
1.4 損傷容限理念的提出 5
1.5 復合材料結構損傷容限理念的發展 6
參考文獻 10
第2章 適航規章與符合性方法 11
2.1 適航規章和咨詢通告 11
2.1.1 適航規章 11
2.1.2 咨詢通告 12
2.2 確定性方法 17
2.3 概率性方法 19
2.3.1 概率性方法理念 19
2.3.2 概率性方法實踐 21
參考文獻 31
第3章 沖擊損傷威脅 33
3.1 引言 33
3.2 服役損傷調查 34
3.2.1 沖擊能量截止值 35
3.2.2 沖擊能量概率分布 38
3.2.3 沖擊損傷威脅分區 39
3.3 服役損傷調查實踐 39
3.3. 1Northrop Grumman公司的實踐 40
3.3.2 TsAGI的實踐 42
3.3.3 國內的研究實踐 48
3.4 典型沖擊威脅場景 50
3.4.1 機械沖擊 50
3.4.2 跑道碎片 51
3.4.3 地面冰雹 52
3.4.4 飛行冰雹 54
3.5 離散源損傷場景 55
3.5.1 鳥體撞擊 56
3.5.2 非包容的發動機失效 57
3.5.3 非包容的APU失效 59
3.5.4 RAT葉片失效 60
3.5.5 機輪和輪胎失效 60
參考文獻 64
第4章 低速沖擊損傷 65
4.1 引言 65
4.2 沖擊損傷形貌與表征 66
4.3 沖擊損傷影響因素 70
4.3.1 材料類型 70
4.3.2 幾何特征 72
4.3.3 沖頭特征 73
4.3.4 濕熱環境 75
4.4 沖擊調查試驗 76
4.4.1 試片級試驗 76
4.4.2 元件級試驗 78
4.4.3 組合件試驗 78
4.4.4 部件級試驗 79
4.5 沖擊損傷分析 80
4.5.1 經驗性或半經驗性方法 80
4.5.2 精細有限元方法 84
參考文獻 88
第5章 沖擊凹坑回彈 90
5.1 引言 90
5.2 室溫環境下的凹坑回彈 90
5.3 濕熱環境的影響 91
5.4 重復載荷的影響 93
5.5 濕熱環境和重復載荷的影響 93
5.6 凹坑深度回彈關系 94
參考文獻 95
第6章 沖擊后剩余強度 96
6.1 引言 96
6.2 沖擊后剩余強度影響因素 97
6.2.1 材料類型 97
6.2.2 幾何特征 98
6.2.3 濕熱環境 99
6.2.4 分散性 100
6.3 沖擊后剩余強度試驗 101
6.3.1 試片級試驗 101
6.3.2 元件級試驗 102
6.3.3 組合件試驗 102
6.3.4 部件級試驗 103
6.4 沖擊后剩余強度分析 103
6.4.1 經驗性分析方法 103
6.4.2 開孔簡化方法 112
6.4.3 子層屈曲方法 113
6.4.4 軟化夾雜方法 114
6.4.5 漸進損傷方法 115
參考文獻 117
第7章 沖擊損傷可檢性 118
7.1 引言 118
7.2 檢查方法和過程 119
7.3 損傷可檢門檻值 120
7.3.1 損傷檢出概率試驗 120
7.3.2 損傷檢出概率數學模型 122
7.3.3 模型參數估計方法 122
7.3.4 置信水平 124
7.4 損傷檢出概率影響因素 126
7.4.1 檢查方法 126
7.4.2 光照條件 127
7.4.3 檢查角度 129
7.4.4 表面顏色 130
7.4.5 沖頭直徑 132
7.4.6 表面清潔度 133
7.4.7 人員因素 133
7.5 未來檢測技術 134
7.5.1 自動目視檢測 134
7.5.2 結構健康監測 135
參考文獻 135
第8章 結構檢查間隔 137
8.1 引言 137
8.2 結構失效概率 137
8.3 結構檢查間隔 139
8.4 簡化計算方法 141
8.5 載荷超越概率 142
參考文獻 144
第9章 離散源損傷 145
9.1 引言 145
9.2 穿透切口剩余強度影響因素 146
9.2.1 材料類型 146
9.2.2 幾何特征 148
9.2.3 濕熱環境 150
9.2.4 分散性 151
9.3 穿透切口剩余強度試驗 152
9.3.1 試片級試驗 152
9.3.2 元件級試驗 153
9.3.3 組合件試驗 153
9.3.4 部件級試驗 153
9.4 穿透切口剩余強度分析 154
9.4.1 經驗性方法 154
9.4.2 點應力/點應變準則 158
9.4.3 固有缺陷方法 163
9.4.4 漸進損傷方法 164
9.4.5 載荷重新分配 164
參考文獻 166
第10章 全尺寸試驗驗證 167
10.1 引言 167
10.2 靜載荷試驗 168
10.3 重復載荷試驗 171
10.3.1 分散性分析 171
10.3.2 壽命因子 175
10.3.3 載荷放大因子 177
10.3.4 試驗載荷譜處理 180
10.3.5 極限強度方法 181
10.4 全尺寸試驗流程 181
10.4.1 常規的試驗流程 181
10.4.2 改進的試驗流程 183
參考文獻 184
附錄 185
A. 經典概率分布模型 185
A.1 正態分布 185
A.2 對數正態分布 186
A.3 雙參數威布爾分布 186
A.4 二項分布 187
參考文獻 187
B. 隨機變量與常見統計量 188
B.1 隨機變量 188
B.2 常見統計量 188
參考文獻 190
C. 經典統計分布模型 191
C.1 χ2分布 191
C.2 t分布 192
C.3 F分布 193
參考文獻 194
D. 統計推斷（參數估計） 195
D.1 矩估計法 195
D.2 極大似然估計法 195
D.3 Fisher信息矩陣 196
參考文獻 198
E. 統計推斷（假設檢驗） 199
E.1 假設檢驗的步驟 199
E.2 樣本相容性檢驗 200
E.3 異常值檢驗 201
E.4 樣本方差等同性檢驗 202
E.5 統計模型擬合優度檢驗 202
參考文獻 204
F. Newton Rapson迭代法 205
參考文獻 206
第1章 緒論 1
1.1 復合材料及其特點 1
1.2 復合材料在商用飛機結構中的應用 3
1.3 復合材料結構的損傷問題 4
1.4 損傷容限理念的提出 5
1.5 復合材料結構損傷容限理念的發展 6
參考文獻 10
第2章 適航規章與符合性方法 11
2.1 適航規章和咨詢通告 11
2.1.1 適航規章 11
2.1.2 咨詢通告 12
2.2 確定性方法 17
2.3 概率性方法 19
2.3.1 概率性方法理念 19
2.3.2 概率性方法實踐 21
參考文獻 31
第3章 沖擊損傷威脅 33
3.1 引言 33
3.2 服役損傷調查 34
3.2.1 沖擊能量截止值 35
3.2.2 沖擊能量概率分布 38
3.2.3 沖擊損傷威脅分區 39
3.3 服役損傷調查實踐 39
3.3. 1Northrop Grumman公司的實踐 40
3.3.2 TsAGI的實踐 42
3.3.3 國內的研究實踐 48
3.4 典型沖擊威脅場景 50
3.4.1 機械沖擊 50
3.4.2 跑道碎片 51
3.4.3 地面冰雹 52
3.4.4 飛行冰雹 54
3.5 離散源損傷場景 55
3.5.1 鳥體撞擊 56
3.5.2 非包容的發動機失效 57
3.5.3 非包容的APU失效 59
3.5.4 RAT葉片失效 60
3.5.5 機輪和輪胎失效 60
參考文獻 64
第4章 低速沖擊損傷 65
4.1 引言 65
4.2 沖擊損傷形貌與表征 66
4.3 沖擊損傷影響因素 70
4.3.1 材料類型 70
4.3.2 幾何特征 72
4.3.3 沖頭特征 73
4.3.4 濕熱環境 75
4.4 沖擊調查試驗 76
4.4.1 試片級試驗 76
4.4.2 元件級試驗 78
4.4.3 組合件試驗 78
4.4.4 部件級試驗 79
4.5 沖擊損傷分析 80
4.5.1 經驗性或半經驗性方法 80
4.5.2 精細有限元方法 84
參考文獻 88
第5章 沖擊凹坑回彈 90
5.1 引言 90
5.2 室溫環境下的凹坑回彈 90
5.3 濕熱環境的影響 91
5.4 重復載荷的影響 93
5.5 濕熱環境和重復載荷的影響 93
5.6 凹坑深度回彈關系 94
參考文獻 95
第6章 沖擊后剩余強度 96
6.1 引言 96
6.2 沖擊后剩余強度影響因素 97
6.2.1 材料類型 97
6.2.2 幾何特征 98
6.2.3 濕熱環境 99
6.2.4 分散性 100
6.3 沖擊后剩余強度試驗 101
6.3.1 試片級試驗 101
6.3.2 元件級試驗 102
6.3.3 組合件試驗 102
6.3.4 部件級試驗 103
6.4 沖擊后剩余強度分析 103
6.4.1 經驗性分析方法 103
6.4.2 開孔簡化方法 112
6.4.3 子層屈曲方法 113
6.4.4 軟化夾雜方法 114
6.4.5 漸進損傷方法 115
參考文獻 117
第7章 沖擊損傷可檢性 118
7.1 引言 118
7.2 檢查方法和過程 119
7.3 損傷可檢門檻值 120
7.3.1 損傷檢出概率試驗 120
7.3.2 損傷檢出概率數學模型 122
7.3.3 模型參數估計方法 122
7.3.4 置信水平 124
7.4 損傷檢出概率影響因素 126
7.4.1 檢查方法 126
7.4.2 光照條件 127
7.4.3 檢查角度 129
7.4.4 表面顏色 130
7.4.5 沖頭直徑 132
7.4.6 表面清潔度 133
7.4.7 人員因素 133
7.5 未來檢測技術 134
7.5.1 自動目視檢測 134
7.5.2 結構健康監測 135
參考文獻 135
第8章 結構檢查間隔 137
8.1 引言 137
8.2 結構失效概率 137
8.3 結構檢查間隔 139
8.4 簡化計算方法 141
8.5 載荷超越概率 142
參考文獻 144
第9章 離散源損傷 145
9.1 引言 145
9.2 穿透切口剩余強度影響因素 146
9.2.1 材料類型 146
9.2.2 幾何特征 148
9.2.3 濕熱環境 150
9.2.4 分散性 151
9.3 穿透切口剩余強度試驗 152
9.3.1 試片級試驗 152
9.3.2 元件級試驗 153
9.3.3 組合件試驗 153
9.3.4 部件級試驗 153
9.4 穿透切口剩余強度分析 154
9.4.1 經驗性方法 154
9.4.2 點應力/點應變準則 158
9.4.3 固有缺陷方法 163
9.4.4 漸進損傷方法 164
9.4.5 載荷重新分配 164
參考文獻 166
第10章 全尺寸試驗驗證 167
10.1 引言 167
10.2 靜載荷試驗 168
10.3 重復載荷試驗 171
10.3.1 分散性分析 171
10.3.2 壽命因子 175
10.3.3 載荷放大因子 177
10.3.4 試驗載荷譜處理 180
10.3.5 極限強度方法 181
10.4 全尺寸試驗流程 181
10.4.1 常規的試驗流程 181
10.4.2 改進的試驗流程 183
參考文獻 184
附錄 185
A. 經典概率分布模型 185
A.1 正態分布 185
A.2 對數正態分布 186
A.3 雙參數威布爾分布 186
A.4 二項分布 187
參考文獻 187
B. 隨機變量與常見統計量 188
B.1 隨機變量 188
B.2 常見統計量 188
參考文獻 190
C. 經典統計分布模型 191
C.1 χ2分布 191
C.2 t分布 192
C.3 F分布 193
參考文獻 194
D. 統計推斷（參數估計） 195
D.1 矩估計法 195
D.2 極大似然估計法 195
D.3 Fisher信息矩陣 196
參考文獻 198
E. 統計推斷（假設檢驗） 199
E.1 假設檢驗的步驟 199
E.2 樣本相容性檢驗 200
E.3 異常值檢驗 201
E.4 樣本方差等同性檢驗 202
E.5 統計模型擬合優度檢驗 202
參考文獻 204
F. Newton Rapson迭代法 205
參考文獻 206
展開全部
商用飛機復合材料結構損傷容限評估 節選
第1章緒論 本章首先介紹了復合材料的概念及特點，并總結了復合材料在商用飛機結構中應用的歷史和現狀。然后，重點闡述了復合材料結構研發和應用過程中需要重點關注的沖擊損傷問題。為了解決復合材料結構的損傷問題，研究人員提出了復合材料結構損傷容限設計理念，因此本章還回顧了損傷容限理念的提出和發展歷程。*后，重點介紹了復合材料結構損傷容限理念的技術演化路徑、*新研究和工程應用進展。 1.1復合材料及其特點 廣義的復合材料是指由兩種或兩種以上組分材料復合而成的一種多相材料。例如，古代建筑房屋所用的麥秸增強的黏土就是一種廣義的復合材料。相對狹義的復合材料是指采用先進的材料制備技術將不同性質的組分材料優化組合，形成的一種在宏觀上具有新性能的材料。例如，飛機蒙皮所用的鋁鋰合金和發動機吊掛所用的鈦合金等均屬于相對狹義的復合材料。而本書所關注的復合材料是指更狹義的樹脂基復合材料，其中主要是指在商用飛機主要結構上廣泛應用的碳纖維增強的環氧樹脂復合材料。因此，如無特殊說明，本書后續章節所提到的復合材料均指碳纖維增強的環氧樹脂復合材料。 與傳統金屬材料相比，復合材料在比剛度/比強度、疲勞性能、腐蝕性能、熱膨脹性能、電磁穿透性能、剪裁設計和成型能力等方面具有一些獨*的優勢［1］。 1）比剛度/比強度 比剛度是指材料的彈性模量與其密度的比值，而比強度是指材料的破壞強度與其密度的比值。比剛度越高則說明滿足結構設計剛度要求所需的材料質量越小；比強度越高則說明滿足結構設計強度要求所需的材料質量越小。對于商用飛機而言，在滿足特定的結構剛度和強度要求下，結構質量越小，則飛機的商用載荷就越大或飛機的燃油消耗量就越少，因此飛機在經濟性方面就越有競爭力。 2）疲勞性能 疲勞是指材料在重復載荷下產生初始損傷，并不斷累積直至發生宏觀失效的現象。通常采用SN曲線表征材料的疲勞性能，SN曲線越平緩表明材料的疲勞性能越好，SN曲線越陡峭則表明材料的疲勞性能越差。與傳統金屬材料相比，復合材料在面內載荷下表現出優異的疲勞性能。傳統金屬飛機通常需要定期檢查結構是否存在疲勞裂紋，如果發現了疲勞裂紋且其尺寸超出了允許損傷尺寸，則需要限制運營并進行修理。而由于復合材料具有優異的疲勞性能，復合材料飛機結構在運營壽命周期內通常不會產生疲勞裂紋。這一優勢可以顯著降低商用飛機的運營和維修成本。然而需要注意的是，復合材料結構層間疲勞性能較差，因此在結構細節設計時需要盡量降低層間的應力水平。 3）腐蝕性能 腐蝕是指材料與環境之間發生物理或化學反應，*終導致材料產生損傷的現象。傳統金屬材料易受環境腐蝕，在設計、制造和運營階段均有諸多限制條件。盡管在結構設計階段進行了諸多考慮，但腐蝕仍然是金屬結構維修的主要原因之一。而復合材料具有優異的腐蝕阻抗性能，通常不需要進行額外的防腐蝕設計。此外，復合材料機身結構可以允許更高的客艙環境濕度，以提升機組人員和乘客的舒適度。這些優勢可以顯著降低商用飛機的運營和維修成本，并提升產品競爭力。 4）熱膨脹性能 熱膨脹是指材料隨熱環境變化產生幾何形變的現象。熱膨脹性能通常采用熱膨脹系數表征，熱膨脹系數越高則材料因單位溫度變化產生的幾何形變越大，熱膨脹系數越低則材料因單位溫度變化產生的幾何形變越小。傳統金屬材料的熱膨脹系數較高，這導致飛機結構在設計、制造和運營階段均需要進行專門的考慮。如設計階段的熱載荷、制造和裝配過程中關鍵結構尺寸的穩定性，以及一些可能的飛機運行限制等。而復合材料結構的熱膨脹系數非常低，即便在劇烈變化的熱環境下仍能保持非常穩定的結構尺寸，因此在設計、制造和運營階段幾乎不需要額外考慮熱膨脹問題。 5）電磁穿透性能 電磁穿透性能是指材料允許電磁波穿透的能力。電磁波穿過傳統金屬材料時通常會產生十分顯著的信號衰減，這對雷達和天線等需要通過電磁波發送或接收信號的設備而言是不可接受的。而玻璃纖維增強的樹脂基復合材料具有良好的電磁穿透性能，因此可以應用于雷達罩和天線罩等特殊結構，以滿足飛機結構的特殊要求。 6）剪裁設計 剪裁設計是指根據結構的載荷、強度和剛度等要求對材料鋪層進行設計，從而使結構可以根據需要在各個方向表現出不同的力學性能。金屬材料是各向同性的，不具備剪裁設計的基礎。而復合材料是各向異性的，通過合理地設計鋪層方向可以使層壓板*大限度地滿足結構設計要求。例如，可以通過合理布置纖維方向，使結構在主要設計載荷方向占有更大的纖維百分比。復合材料的這一特點可以允許設計人員進行材料級別的結構優化，以進一步減小結構質量，提升產品競爭力。 7）成型能力 成型能力是指材料按照設計要求制造成特定幾何形狀的能力。等厚度板材形式的傳統金屬材料的加工成型相對容易，但是當零件截面尺寸復雜時，傳統金屬材料的機加成型工藝就變得相對復雜。而復合材料通過模具或先進工藝（如液體成型等）更容易低成本地實現復雜結構的制造。此外，復合材料更容易制造成氣動光滑的表面。這些優勢可以顯著地降低商用飛機結構的制造成本。 由于復合材料具備以上諸多優勢，能夠很好地滿足商用飛機結構的需求，因此其在商用飛機結構上的應用越來越廣泛。 1.2復合材料在商用飛機結構中的應用 20世紀80年代初期及之前，復合材料在商用飛機結構中的應用較少，主要用于雷達罩、起落架艙門、各類口蓋、方向舵、升降舵、襟翼、擾流板和短艙等非承力結構或次要承力結構件上。例如，比較典型的有波音公司的B747、B757和B767飛機，其復合材料用量比例均不超過3%。 20世紀80年代后期至90年代初期，復合材料在商用飛機結構中的應用開始發展起來，并逐步應用于一些主要承力結構。例如，空客公司的A320和A340等飛機開始將復合材料應用于垂尾結構上，相應地其復合材料用量比例也達到了5%～8%。 20世紀90年代中期，復合材料在商用飛機結構中的應用拓展至整個尾翼結構。例如，波音公司的B777飛機，其首次在大型商用飛機的尾翼結構上整體采用碳纖維增強的環氧樹脂復合材料，加上其他次要承力結構采用的復合材料，其復合材料用量比例也隨之達到了11%左右［2， 3］。 進入21世紀以來，隨著制造工藝和強度分析技術的逐步成熟，復合材料在商用飛機結構中的應用取得了突飛猛進的進展。首先是空客公司的A380飛機，其首次在中央翼、翼肋和梁等主要承力結構上采用了復合材料，使復合材料用量比例達到了25%左右（包括22%的CFRP/GFRP和3%的GLARE）。隨后，波音公司的B787飛機，其史無前例地在機身、機翼和尾翼等主要結構部件上全面采用了復合材料，使復合材料用量比例一度達到了50%。隨后服役的空客A350 XWB飛機則更進一步，其復合材料用量比例首次超過50%，達到了52%，在復合材料應用的歷史上開創了劃時代的意義［2， 3］。 可以看出，復合材料在商用飛機結構中的應用范圍越來越廣泛，用量比例也越來越高，近年來幾乎呈指數級增長，如圖11所示。目前，復合材料在商用飛機結構中的用量比例已經成為衡量商用飛機技術先進性和成本經濟性的重要標志。 圖11主流商用飛機的復合材料用量比例 國內方面，復合材料及其在商用飛機結構中的應用均起步較晚。21世紀初期立項開始研制的ARJ21700飛機，其復合材料用量比例約為2%，僅在雷達罩和活動面等次要承力或非承力結構上采用了復合材料，大致相當于國際先進制造商20世紀80年代初期的水平。 2008年立項開始研制的C919飛機，其復合材料用量比例提升至約12%，在后機身和尾翼等主要承力結構上首次采用了碳纖維增強的環氧樹脂復合材料，大致相當于國際先進制造商20世紀90年代初期的水平。 目前正在研制的CR929飛機，其復合材料用量比例預期將大幅度提升，并在全機主要結構部件上全面采用復合材料，大致將與國際先進制造商目前已經服役的*先進商用飛機處于同一水平。 不難看出，目前國內方面復合材料在商用飛機結構中的應用正在沿著國際先進制造商的技術演化路徑進行追趕。可以預期，隨著新型復合材料及其制造工藝的成熟，其在商用飛機結構上的進一步應用仍將是技術演化的重要方向。 1.3復合材料結構的損傷問題 復合材料具有很多傳統金屬材料不具備的優點，在商用飛機結構中的應用前景也非常廣闊，然而這并不代表復合材料的應用沒有任何困難。事實上，隨著復合材料應用的經驗逐漸豐富，工程技術人員發現： 復合材料具有良好的線彈性本構關系，在遭遇外來物沖擊時不能像傳統金屬材料那樣通過塑性變形來吸收能量，而只能通過結構內部損傷來吸收沖擊能量，因此復合材料結構在遭遇外來物沖擊時更容易產生內部損傷，包括分層、基體裂紋和纖維斷裂等。這就又帶來了兩個方面的問題： 一是由于低速沖擊產生的結構損傷在表面通常幾乎沒有明顯目視可見的損傷跡象，從而使損傷難以被及時地發現并做相應的評估或修理；二是結構沖擊損傷區域在受載時，附近高梯度的應力無法像金屬材料那樣通過塑性變形進行重新分配，從而導致復合材料結構對損傷非常敏感，其剩余強度（尤其是壓縮剩余強度）通常僅為無損傷狀態結構強度的50%或更低。 此外，由于復合材料的組分較為復雜，且材料和工藝變異性顯著，因此其損傷和失效模式也呈現出多樣性。加之復合材料鋪層設計的多樣性（如不同的鋪層比例、鋪層順序和厚度等）、濕熱環境的影響以及材料強度的高分散性等原因，難以通過傳統的分析手段準確而可靠地預測復合材料結構的沖擊后剩余強度。 由于復合材料結構具有對外來物沖擊敏感、產生的內部損傷不易被發現、剩余強度對沖擊損傷敏感且難以準確而可靠地預測等特點，損傷容限設計理念在復合材料結構設計中顯得尤為重要。 1.4損傷容限理念的提出 20世紀30年代之前，飛機結構設計的理念為“靜強度設計”。這一時期，飛機結構設計采用的鋼等金屬材料韌性極好，結構設計方法也很保守，因此結構安全裕度很大。而且這一時期的機載設備（例如發動機等）壽命短，在飛機結構遭遇疲勞問題之前，就可能因為設備失效或其他原因而墜毀。因此結構的疲勞問題在這一時期并不突出。后來，為了減小結構質量以提升飛行性能，一些高強度低韌性的金屬材料逐漸被采用，結構安全裕度也不斷降低。結構在缺口附近的應力集中使局部應力水平進一步提高，*后導致結構出現了疲勞問題。此時，靜強度設計理念已經不能保證飛機結構安全。 20世紀30年代，為了解決日益嚴重的飛機結構疲勞問題，基于線性疲勞損傷累積理論的“安全壽命”設計理念被提出。這種設計理念假設材料的初始狀態是沒有缺陷的，在預期的運營壽命期間內，結構承受重復載荷而不產生宏觀的疲勞裂紋。“安全壽命”設計理念的提出從技術上解決了傳統金屬結構的疲勞問題，但由于該設計理念假設材料的初始狀態是沒有缺陷或損傷的，而真實產品在生產和運營過程中均不可避免地遭遇各類損傷威脅，使結構難以滿足設計初始狀態的假設，從而無法可靠地保證結構安全。 1956年，基于“彗星”號飛機事故的經驗，美國聯邦航空管理局（FAA）提出了“破損安全”設計理念。該理念認為，飛機結構出現部分破損時，運行特征會明顯改變或損傷很容易被發現，因此要求飛機結構在含有該類型的損傷時能保證有條件地安全運行，并通過維修來防止飛機結構發生災難性的破壞。然而由于該設計理念僅主張通過設計來保證結構破損后的安全性，并沒有強制要求進行專門而定期地檢查，因此當損傷不足夠明顯時將導致其不能被及時地發現并修理。而且由于結構損傷區域載荷的重新分配，相鄰結構應力水平急劇增加，對于傳統金屬材料結構，可能會很快地產生疲勞裂紋并導致災難性事故。 1978年，基于波音B707飛機事故的經驗，美國聯邦航空管理局（FAA）提出了“損傷容限”設計理念。該理念在總結了“安全壽命”和“破損安全”理念的不足的情況下，假設結構存在初始缺陷或損傷，并要求含
書友推薦
- >
【精裝繪本】畫給孩子的中國神話
- >
煙與鏡
- >
伯納黛特,你要去哪(2021新版)
- >
大紅狗在馬戲團-大紅狗克里弗-助人
- >
新文學天穹兩巨星--魯迅與胡適/紅燭學術叢書(紅燭學術叢書)
- >
推拿
- >
我與地壇
- >
詩經-先民的歌唱
本類暢銷
