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飛機結構強度設計與驗證-設計師/工程師指南 版權信息
- ISBN：9787030732507
- 條形碼：9787030732507 ; 978-7-03-073250-7
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
飛機結構強度設計與驗證-設計師/工程師指南 內容簡介
本書主要介紹有關飛機結構強度設計、耐久性和損傷容限設計與驗證的一些重要內容，總結了源于經典教科書／專著、成都飛機設計研究所設計實踐以及歐美、俄羅斯等飛機設計實踐的知識，這些是設計師／工程師應該具備的重要知識，其中一些也是容易忽視和錯誤應用的知識。書中還敘述了近年來飛機結構強度國際會議、出版物的一些相關試驗研究結果。另外，書中關于飛機結構強度詳細設計的建議與注意事項以及耐久性和損傷容限良好設計的建議則是作者多年來工程設計實踐的經驗總結。
飛機結構強度設計與驗證-設計師/工程師指南 目錄
目錄
序
前言
名詞術語中英文對照
1飛機結構強度設計思想的演變/1
2關于不確定系數（安全系數）的討論/3
2．1安全系數定義及取值溯源/3
2．2安全系數1．5可否降低/6
3疲勞設計基本術語及相互關系/9
3．1疲勞、耐久性、損傷容限、結構完整性/9
3．2疲勞、耐久性、損傷容限的關系/11
4關于結構強度發圖（詳細設計）的建議/15
4.1發圖五問/15
4.2“二次”（多次）發圖/16
5新材料、新工藝、新連接應用注意事項/19
6材料晶粒方向、裂紋方向及標注要求/23
7緊固件孔制備/25
7.1去毛刺、倒角、倒圓/25
7.2一般要求/26
7.3鉆孔/27
7.4沉頭窩/27
7.5锪平/28
7.6緊固件孔垂直度/28
8應力集中與過渡圓角半徑/29
9緊固件排列/31
10緊固件與配合/37
10.1緊固件直徑與連接厚度/37
10.2三類配合精度/37
10.3螺栓直徑/38
10.4高鎖螺栓/38
10.5螺栓/螺母安裝的擰緊力矩/39
10.6開口銷/42
10.7墊圈/43
10.8搭接試樣鉚接力對疲勞壽命的影響/44
10.9修理用鉚釘/44
11螺栓干涉配合/45
12開縫襯套冷擠壓/51
12.1冷擠壓量（膨脹量）/53
12.2鋁合金7050等板材ST方向冷擠壓/55
12.3冷擠壓后孔的“異常”/56
12.4小邊距冷擠壓/57
12.5冷擠壓后鉸削量對壽命增益的影響/61
12.6含裂紋孔冷擠壓壽命增益/62
12.7孔冷擠壓應用建議/64
13壓合襯套冷膨脹/65
13.1冷膨脹量/69
13.2含裂紋孔壓合襯套壽命增益/69
13.3壓合襯套應用建議/71
14三種疲勞壽命增益技術對比以及應用建議/73
14.1三種疲勞壽命增益技術對比/73
14.2疲勞壽命增益技術應用建議/79
15耳片設計/83
16止裂孔應用注意事項/85
16.1一般要求和建議/85
16.2一種“止裂孔+冷擠壓”/86
17連接的端頭效應/89
18間隙與加墊注意事項/93
19系統安裝支架設計/95
19.1系統支架安裝設計一般建議/95
19.2系統安裝設計的強度檢查/96
20耐久性和損傷容限設計檢查清單/97
20.1材料、無損檢測/98
20.2載荷、傳力/98
20.3幾何、應力集中/98
20.4緊固件、緊固件孔/99
20.5裝配/100
20.6壽命增益措施/100
20.7其他/101
21全機靜力試驗與全機疲勞試驗/103
21.1全機靜力試驗/103
21.2全機疲勞試驗/104
21.3幾型飛機壽命設計與全機疲勞試驗/108
21.4產生疲勞裂紋的原因/110
22對制造廠的建議/111
23耐久性和損傷容限良好設計建議/113
參考文獻/117
圖目錄
圖1機車軸的疲勞斷裂10
圖2交變載荷示意及術語10
圖3損傷容限結構的損傷演變、檢測和修理13
圖4材料晶粒方向24
圖5裂紋方向24
圖6沉頭緊固件孔倒角26
圖7緊固件間距、排距以及并排（左圖）、交錯（右圖）32
圖8緊固件間距的強度考慮33
圖9緊固件孔并排——2孔34
圖10緊固件孔并排——4孔正方形34
圖11緊固件孔交錯——3孔等邊三角形（1）35
圖12緊固件孔交錯——3孔等邊三角形（2）35
圖13部位A應力集中系數——無限大板的拉伸35
圖14預緊力螺栓疲勞壽命增益原理40
圖15應避免的耳片螺栓夾緊連接41
圖16搭接鉚接試樣鉚接力對疲勞壽命的影響44
圖17干涉配合孔邊殘余應力狀態46
圖18干涉配合孔邊殘余應力分布46
圖19干涉配合孔邊疲勞應力47
圖20開縫襯套冷擠壓工藝示意（FTI）52
圖21開縫襯套孔邊殘余應力狀態52
圖22開縫襯套孔邊殘余應力分布53
圖23開縫襯套孔邊疲勞應力54
圖24不建議在7050T74XX等材料的ST方向應用冷擠壓工藝55
圖25短橫向冷擠壓襯套縫的方向（FTI）56
圖26冷擠壓孔的三種“異常”（FTI）57
圖27不同邊距冷擠壓孔疲勞壽命59
圖28不同邊距、有無預制裂紋冷擠壓孔疲勞壽命60
圖29邊距對冷擠壓孔疲勞壽命的影響61
圖30冷擠壓后鉸削量對壽命增益的影響62
圖31含裂紋孔（7050T7451鋁合金）冷擠壓的壽命增益63
圖32壓合襯套安裝工藝示意（FTI）66
圖33壓合襯套孔邊殘余應力狀態67
圖34壓合襯套孔邊殘余應力分布67
圖35壓合襯套孔邊疲勞應力68
圖36干涉配合、壓合襯套、開縫襯套孔邊殘余應力狀態示意74
圖37干涉配合、壓合襯套、開縫襯套孔邊殘余應力分布示意75
圖38干涉配合、開縫襯套、壓合襯套孔邊疲勞應力示意76
圖39耳片截面形狀與疲勞性能84
圖40止裂孔位置（WCI）86
圖41連接板、加強板、緊固件的內力分布90
圖42端頭效應——連接板90
圖43端頭效應——加強板90
圖44釘傳載荷相同情況下的端頭效應91
圖45產生疲勞裂紋的原因分類110
表目錄
表1疲勞、耐久性、損傷容限比較14
表2鋁合金、鈦合金結構緊固件孔典型冷擠壓量55
表3含裂紋孔的壓合襯套試驗件壽命增益70
表4干涉配合、開縫襯套、壓合襯套對比77
表5幾型飛機壽命設計及全機疲勞試驗109
序
前言
名詞術語中英文對照
1飛機結構強度設計思想的演變/1
2關于不確定系數（安全系數）的討論/3
2．1安全系數定義及取值溯源/3
2．2安全系數1．5可否降低/6
3疲勞設計基本術語及相互關系/9
3．1疲勞、耐久性、損傷容限、結構完整性/9
3．2疲勞、耐久性、損傷容限的關系/11
4關于結構強度發圖（詳細設計）的建議/15
4.1發圖五問/15
4.2“二次”（多次）發圖/16
5新材料、新工藝、新連接應用注意事項/19
6材料晶粒方向、裂紋方向及標注要求/23
7緊固件孔制備/25
7.1去毛刺、倒角、倒圓/25
7.2一般要求/26
7.3鉆孔/27
7.4沉頭窩/27
7.5锪平/28
7.6緊固件孔垂直度/28
8應力集中與過渡圓角半徑/29
9緊固件排列/31
10緊固件與配合/37
10.1緊固件直徑與連接厚度/37
10.2三類配合精度/37
10.3螺栓直徑/38
10.4高鎖螺栓/38
10.5螺栓/螺母安裝的擰緊力矩/39
10.6開口銷/42
10.7墊圈/43
10.8搭接試樣鉚接力對疲勞壽命的影響/44
10.9修理用鉚釘/44
11螺栓干涉配合/45
12開縫襯套冷擠壓/51
12.1冷擠壓量（膨脹量）/53
12.2鋁合金7050等板材ST方向冷擠壓/55
12.3冷擠壓后孔的“異常”/56
12.4小邊距冷擠壓/57
12.5冷擠壓后鉸削量對壽命增益的影響/61
12.6含裂紋孔冷擠壓壽命增益/62
12.7孔冷擠壓應用建議/64
13壓合襯套冷膨脹/65
13.1冷膨脹量/69
13.2含裂紋孔壓合襯套壽命增益/69
13.3壓合襯套應用建議/71
14三種疲勞壽命增益技術對比以及應用建議/73
14.1三種疲勞壽命增益技術對比/73
14.2疲勞壽命增益技術應用建議/79
15耳片設計/83
16止裂孔應用注意事項/85
16.1一般要求和建議/85
16.2一種“止裂孔+冷擠壓”/86
17連接的端頭效應/89
18間隙與加墊注意事項/93
19系統安裝支架設計/95
19.1系統支架安裝設計一般建議/95
19.2系統安裝設計的強度檢查/96
20耐久性和損傷容限設計檢查清單/97
20.1材料、無損檢測/98
20.2載荷、傳力/98
20.3幾何、應力集中/98
20.4緊固件、緊固件孔/99
20.5裝配/100
20.6壽命增益措施/100
20.7其他/101
21全機靜力試驗與全機疲勞試驗/103
21.1全機靜力試驗/103
21.2全機疲勞試驗/104
21.3幾型飛機壽命設計與全機疲勞試驗/108
21.4產生疲勞裂紋的原因/110
22對制造廠的建議/111
23耐久性和損傷容限良好設計建議/113
參考文獻/117
圖目錄
圖1機車軸的疲勞斷裂10
圖2交變載荷示意及術語10
圖3損傷容限結構的損傷演變、檢測和修理13
圖4材料晶粒方向24
圖5裂紋方向24
圖6沉頭緊固件孔倒角26
圖7緊固件間距、排距以及并排（左圖）、交錯（右圖）32
圖8緊固件間距的強度考慮33
圖9緊固件孔并排——2孔34
圖10緊固件孔并排——4孔正方形34
圖11緊固件孔交錯——3孔等邊三角形（1）35
圖12緊固件孔交錯——3孔等邊三角形（2）35
圖13部位A應力集中系數——無限大板的拉伸35
圖14預緊力螺栓疲勞壽命增益原理40
圖15應避免的耳片螺栓夾緊連接41
圖16搭接鉚接試樣鉚接力對疲勞壽命的影響44
圖17干涉配合孔邊殘余應力狀態46
圖18干涉配合孔邊殘余應力分布46
圖19干涉配合孔邊疲勞應力47
圖20開縫襯套冷擠壓工藝示意（FTI）52
圖21開縫襯套孔邊殘余應力狀態52
圖22開縫襯套孔邊殘余應力分布53
圖23開縫襯套孔邊疲勞應力54
圖24不建議在7050T74XX等材料的ST方向應用冷擠壓工藝55
圖25短橫向冷擠壓襯套縫的方向（FTI）56
圖26冷擠壓孔的三種“異常”（FTI）57
圖27不同邊距冷擠壓孔疲勞壽命59
圖28不同邊距、有無預制裂紋冷擠壓孔疲勞壽命60
圖29邊距對冷擠壓孔疲勞壽命的影響61
圖30冷擠壓后鉸削量對壽命增益的影響62
圖31含裂紋孔（7050T7451鋁合金）冷擠壓的壽命增益63
圖32壓合襯套安裝工藝示意（FTI）66
圖33壓合襯套孔邊殘余應力狀態67
圖34壓合襯套孔邊殘余應力分布67
圖35壓合襯套孔邊疲勞應力68
圖36干涉配合、壓合襯套、開縫襯套孔邊殘余應力狀態示意74
圖37干涉配合、壓合襯套、開縫襯套孔邊殘余應力分布示意75
圖38干涉配合、開縫襯套、壓合襯套孔邊疲勞應力示意76
圖39耳片截面形狀與疲勞性能84
圖40止裂孔位置（WCI）86
圖41連接板、加強板、緊固件的內力分布90
圖42端頭效應——連接板90
圖43端頭效應——加強板90
圖44釘傳載荷相同情況下的端頭效應91
圖45產生疲勞裂紋的原因分類110
表目錄
表1疲勞、耐久性、損傷容限比較14
表2鋁合金、鈦合金結構緊固件孔典型冷擠壓量55
表3含裂紋孔的壓合襯套試驗件壽命增益70
表4干涉配合、開縫襯套、壓合襯套對比77
表5幾型飛機壽命設計及全機疲勞試驗109
展開全部
飛機結構強度設計與驗證-設計師/工程師指南 節選
1飛機結構強度設計思想的演變 很多教科書、文獻中都有關于飛機結構強度設計思想演變的論述，如《飛機結構設計》（姚衛星等，2016）和《實用飛機結構工程設計》（牛春勻，2008）等。 本章從教科書中的一般敘述、運輸類飛機、戰斗機三個方面簡要敘述飛機結構強度設計思想的演變。一般認為的飛機結構強度設計思想的演變詳見姚衛星等的《飛機結構設計》一書，概述如下： 1）靜強度設計； 2）靜強度和剛度設計（20世紀50年代起）； 3）靜強度、剛度和安全壽命設計（20世紀50年代起）； 4）靜強度、剛度和損傷容限與經濟壽命設計（20世紀七八十年代起）； 5）可靠性設計。運輸類飛機，飛機結構強度設計思想的演變參見《實用飛機結構工程設計》（牛春勻，2008），概述如下： 1）1930～1940年，金屬機體飛機進入公共運輸；設計、分析重點在靜強度；沒有考慮或很少考慮機體疲勞。 2）1940～1955年，對機體疲勞的關注度提升；已開始研發高強度材料，但未相應提高疲勞強度；設計同時考慮靜強度與疲勞強度。 3）1955年至今，破損安全與損傷容限設計；含損傷結構的試驗、分析、檢查、維修。戰斗機，美國空軍結構完整性設計要求演變如下［詳見A Survey of Aircraft StructuralLife Management Programs in the U.S. Navy， the Canadian Forces and the U.S. Air Force （Kim et al.，2006）］： 1)1958年，疲勞裂紋導致B47損毀，建立飛機結構完整性大綱。 2)1969年，疲勞裂紋導致F111損毀，推動損傷容限設計。 3)1975年，MILSTD1530A《飛機結構完整性大綱》，損傷容限設計并入結構完整性要求。 4)1996年，MILHDBK1530《美國空軍飛機結構完整性大綱通用要求》，結構完整性要求改為指南。 5)2002年，MIL HDBK1530B，增加腐蝕和廣布疲勞損傷指南。 6)2004年，MILSTD1530B，結構完整性指南（HDBK）改回到標準（STD）。 7)2005年，MILSTD1530C，增加風險分析。 8)2016年，MILSTD1530D，增加部隊管理數據庫、結構健康管理等。 2關于不確定系數（安全系數）的討論 飛機結構強度規范的術語“不確定系數”，在早期稱為“安全系數”。 多年來，時有關于飛機結構強度設計安全系數定義及取值溯源的文章以及安全系數可否降低的討論。本章簡要論述這兩方面的內容。 本章討論的安全系數是針對有人機的。 2.1安全系數定義及取值溯源 安全系數是通過“極限載荷＝限制載荷×安全系數”間接定義的。限制載荷是指飛機在允許的地面和飛行使用中可能遭遇的*大和*嚴重的載荷組合。 安全系數取值1.5用于飛機結構強度設計已經超過80年，詳見Factors of Safety — Historical Development，State of the Art and Future Outlook（North Atlantic Treaty Organization，1977）。1934年，安全系數1.5成為正式的設計要求（Air Corps Requirement）。強度設計與驗證準則，*基本的兩條是，結構在加載條件下的試驗應滿足： 1）在小于或等于限制載荷時，結構不發生有害的變形； 2）在小于或等于極限載荷時，結構不發生斷裂或破壞。 上述準則的第二條，是地面驗證試驗通過與否*直接的判據。關于安全系數取值1.5的溯源，一些文章以及教科書都有提及。比較“巧”、也比較多的一個說法是：當時應用于飛機結構的2024鋁合金材料的拉伸強度與屈服強度的比值約為1.5。也就是說，對于當時的2024鋁合金材料/結構，滿足上述強度設計準則的第二條（在小于或等于極限載荷時，結構不發生斷裂或破壞），也就自然滿足強度設計準則的**條（在小于或等于限制載荷時，結構不發生有害的變形）。上述準則**條，近年來新的規范要求已變為在115％限制載荷下，結構不發生有害的變形。可以從兩方面理解這個變化：一方面是要求提高了，從100％限制載荷提高到115％限制載荷；另一方面，現在機體結構主要材料（金屬、復合材料）的屈服強度增加了，拉伸強度與屈服強度的比值小于1.5，結構強度設計與驗證在滿足準則第二條的情況下，也更有能力滿足準則**條。詳見《重量變化的強度應對考慮》（蔣勁松，2021）。關于安全系數取值1.5的溯源，另外的說法與觀點如下： 歷史的服役經驗表明，如果限制載荷乘以一個安全系數1.5，就能獲得一個可接受的因結構破壞導致飛機損毀的風險水平，詳見文獻Aircraft Structures — Joint Service Specification Guide（USAF，1998）。 20世紀30年代早期，安全系數1.5引入飛機結構設計。在這之前，通常是按承受6g過載不破壞的要求來設計飛機結構，這樣設計的飛機沒有發現普遍的永久變形或結構破壞；因此認為這種按過載要求的設計一定包括了內在的安全系數。1.5的選擇，雖然有些隨意，但某種程度上是按照當時應用的鋁合金的極限強度與屈服強度的比值定的。雖然本可以取更高一些的安全系數，但這樣的話就得不到盡可能高的限制載荷，也會對將來飛機設計帶來不適當的重量付出。詳見Fundamentals of Aircraft and Airship Design（Nicolai et al.，2010）中F. R. Shanley教授的觀點。 安全系數1.5不是材料極限強度與屈服強度的比值結果，但當時2024鋁合金材料極限強度與屈服強度的比值（約1.5）支持了飛機在飛行強度包線（VG圖）內使用不應產生明顯塑性變形的設計要求。詳見AGARD Report 661中A. Epstein的觀點。 安全系數（1.5）的確定主要基于經驗，是對飛行使用的權衡，即在考慮了載荷的不確定（載荷預計、結構分析）以及強度的不確定（材料性能及其退化、制造質量）等之后，可以獲得大一些的限制載荷（與安全系數2.0比較）。綜上，對安全系數可以有如下的認識： 1）安全系數的確定主要是基于經驗（安全有保障）和權衡（限制載荷盡量大，結構重量付出適度），考慮了載荷的不確定（載荷預計、結構分析）與強度的不確定（材料性能及其退化、制造質量）。 2）安全系數與損毀概率無數學關聯，也不是通過試驗、數學力學推導出來的。軍機結構損毀概率不大于10-7/單次飛行的要求，源于美國空軍J. W. Lincoln在1980年的建議，已被MILSTD1530C采用，詳見文獻Aircraft Structural Reliability and Risk Analysis Handbook（Tuegel et al.，2013）。安全系數和損毀概率，在數學上無關聯；很多文章認為(也有算例支持)，采用安全系數1.5的飛機結構，損毀概率非常低，（遠）低于10-7/單次飛行。 2.2安全系數1.5可否降低 安全系數1.5可否降低？20世紀70年代以來，一直有討論、有爭論，詳見文獻Factors of Safety — Historical Development，State of the Art and Future Outlook（North Atlantic Treaty Organization，1977）。北大西洋公約組織（North Atlantic Treaty Organization，NATO）組織過討論，但沒有明確的、行業或規范/標準認可的結論。 其主流的意見是：隨著設計、材料、制造、飛行控制技術的發展，安全系數可以降低，且不降低安全性。 推薦三種方法用于確定軍用飛機按概率定義的設計載荷：半統計（概率）/半確定性方法；統計（概率）方法；半統計（概率）/半經驗方法。
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