科技创新研究国际杂志
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| emya Varghese,Manujakumar M.Tech学者印度斯坦大学航空工程学院 |
| 相关文章at普梅德,学者谷歌 |
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中断常见于机体结构产生压力集中区域当机体结构经历飞行时负载起伏时,此旋转刻意宣告高抗拉应激点变化负载可能导致疲劳破解万一这些裂缝不为人所注意时,可能导致结构灾难失效高压分析机身多端切换和疲劳损计算疲劳损失计算需要常量增值S-N数据以了解各种应力比和应力集中时局部应力历史Fatigue生命预测方法计算损耗性质实证,因此需要测试验证CATIA软件用于建模,MSCPATRAN用于编织机身板,压力分析使用MSCNASTRA
关键字 |
| 法蒂格机身板 压力集中度 压力分析 |
导 言 |
| 航空航天业,因为它实现完整性 单行行业 总是面临众多挑战久拖不决的未识别问题变本加厉,多加注意性能和设计标准数项研究实验正在处理并减少这些不良现象对飞行器和其他飞行器的影响将注意力回溯到这些不良损耗或故障诱导器中fatigue是一种常见常见故障模式,它发生在交替重复加载的部件中。一般说来,它就是多次应用负载对材料的削弱累进局部结构损害也发生在材料循环加载时。造成这种损害的名义最大应力值可能远小于通常引用的材料强度,远小于通常引用的材料强度,即极限抗拉应力限值或增产应力限值fatigue发生时,材料会多次加载卸载如果负载超出一定阈值,微镜破解将开始形成并导致故障[1]基于压力和加载周期数[3]而发生这种不良事件疲劳性质因高周期、低周期和基于此高周期而异[5]故障存续中可以看到剧烈变化,结构中存在任何压力集中因数[2],[9]高压在这些区域使用合适的有限元素技术和相关软件[4],[17] |
| 飞机机身由压力皮肤、环形散装物和纵向字符串组成皮肤与批发机和字符串连接大都用rifts连接发泡连接相当多并受内部压力差机身每次起登陆周期常加压和减压时,机身金属皮肤膨胀和合同产生金属疲劳[6],[11],[18]机体结构运行期间每个循环加载中,Fatigue损耗积机体减重需求已导致铝铸件使用量增加[10]主要原因是强重比关联权值考量由这些光金属实现时,反之则在重复加压负载下失效[8]疲劳破解主要归因于强集压Capin压力导致皮肤的半裸生长,这种半裸生长受框架和字符串阻抗,并沿固定线局部弯曲发泡皮肤板曲线化,这些面板因机舱压力受二轴拉伸组件使用寿命估计基于对飞行环境的损害估计[7],[12] |
地理冲突 |
| 由Catia执行机身几何模型多切表示散装散装物、僵化器和回文切开指门窗开口散装头保持区域所需的外部轮廓,为结构提供僵硬性强力以稳定皮肤为目的 多重僵尸排列僵化器形成多重交叉区域,当使用差分构造表示弱点时尤其如此此外,由于彼此对接安排,僵化器加载方向不最优Catia模型代表相关区域显示于图1中与上述所有构件关联的视图清晰显示并标出维度图1还分别显示倾斜视图和前端视图 |
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质谱化 |
| 选择飞行器特定部分材料时应该非常谨慎所选材料应强制遵循所有设计指南并遵守相关性能参数重成本考量加上下列特征铺面2024-T3 |
| 密度 |
| 英元模范 |
| 法蒂格强度 |
| 极端和倾斜强度 |
| 腐蚀性 |
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| uni/ni=0.03637 |
| 依据Miner规则设计安全条件在此有效,材料安全操作选择学习条件 |
结论 |
| 研究基础是机身板 多切出功能定位应力集中区散口切除附近发现此值,最大应力量为24236kg/mm2 |
| 损耗估计下文用于调查结构在当前负载条件和周期下安全性经验证后,所选机身板可容纳这里所考虑负载频谱的冲击 |
| 重优化分析稀疏面板负载条容量通过将板厚从2毫米减到1毫米,使所有其他标准和参数不变,验证了这一点。 |
引用 |
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