静态压力和疲劳分析在一个典型的教练飞机垂直尾翼

Vignesh T。¹,Hemnath人¹Chinagounder c¹Sutharsan P¹凯撒J。²

打开学生,机械工程系,斯里兰卡Sairam工程学院,印度钦奈
Asst.教授,航空工程系,V.S.B.工程学院,karur、印度

文摘

最近的调查得出结论,疲劳破坏导致许多致命事故的飞机。为了减少疲劳失效,静态压力和疲劳分析已经完成一个典型的垂直尾翼教练机+ 4 g因子条件。设计建模的组件是使用CATIA V5软件完成的。静态应力分析使用Patran、Nastran软件已经完成。7075 T6铝材料具有较高的疲劳强度被用于垂直尾翼。从静态应力分析,最大主应力值已发现小于Al 7075 T6的屈服强度。最大主应力值被用于获得的疲劳计算和分析结果显示了组件的安全考虑疲劳寿命的小时数。结果预测在这个工作总结有效分解疲劳寿命时间的垂直尾翼会减少组件的服务成本,确保结构安全组件

关键字

疲劳失效致命-静态应力分析疲劳分析垂直稳定器+ 4 g因子- CATIA V5 Patran、Nastran - Al 7075 T6 efficient-factored疲劳-生活hours-service cost-structural安全。

介绍

尾巴水平和垂直尾翼翼被称为解除表面。这个名字区分尾巴和翅膀表面即副翼控制,电梯,和舵。[1]由于鬃毛,一些设计参数与尾巴和翅膀;如机翼,计划形成区域,和攻角;是相似的。因此,几尾参数在简短的讨论。机翼的主要区别的主要功能设计和尾部设计源于尾巴不同于翼。主要功能的翅膀产生最大的升力,而尾应该使用能够产生升力的一小部分。[2]如果在任何飞行任务的实例,尾巴临近最大攻角(即尾失速角);这表明,尾部设计过程是一个错误。在一些引用,尾巴被称为尾部。尾巴通常在传统飞机尾巴有两个组件的水平和垂直尾翼和带有两个主要功能:修剪(纵向、横向和定向)和稳定性(纵向和定向)

自两个常规控制表面(如电梯和舵)确实是部分尾巴来实现控制,它是适当的添加以下条目反面的第三个功能:控制(纵向和定向)

二世。疲劳失效

疲劳是进步和局部结构损伤发生在循环荷载作用下材料。[2]疲劳发生在材料受到重复装卸。如果负载超过一定阈值,微观裂缝在表面开始形成。裂纹最终会达到一个临界大小和结构会突然断裂。的形状结构将大大影响疲劳寿命;方孔或尖角会导致局部压力升高,疲劳裂纹可以启动。圆孔和平滑过渡或鱼片因此重要结构的疲劳强度增加。金属疲劳是由于重复循环的负载。这是一个进步的局部损伤材料由于脉动压力和紧张。[4]启动和金属疲劳裂缝传播地区最为严重。

四、分析

应力分析是一个工程学科,在材料和结构决定了压力受静态或动态力量或负载。需要应力分析的研究和设计结构,如隧道、水坝、机械部件、飞机部件和结构框架等,在规定的或预期的负载。应力分析可以应用作为结构的设计步骤,尚不存在。

利用NASTRAN PATRAN步骤分析

1)CAD进口

2)啮合几何

3)应用材料属性

4)加载和边界条件

5)负载情况下分析各种边界条件的设置

6)分析提交分析结果

作文

诉结果

从线性静态应力分析,从软件Nastran &Patran,·冯·米塞斯应力和最大主应力垂直尾翼。•冯•米塞斯应力和最大主应力作用在前缘翼梁的底部。

•冯•米塞斯应力:441 Mpa

最大主应力:483 Mpa

VI。疲劳

疲劳的定义是逐步恶化的材料或结构部件的强度在服务失败,可以发生在压力水平远低于最终的应力水平。疲劳是一种动态现象发起小(微)裂缝材料或组件,使他们成长为大(宏观)裂缝;这些,如果没有检测到,可能会导致灾难性的失败。

结论

生活时间从疲劳分析计算了垂直尾翼(压力-生活方法)和发现91743飞行小时大于所需的生活范围60000 - 80000年的时间。我们的结果显示了高效的生活时间。生活时间内的组件不需要任何服务和维护,从而降低了服务和维护成本。这个结果显示了组件的成本效益因素通过使用铝7075 T-6材料。从疲劳分析确保结构安全组件在计算生命时间

八世。未来的增强

垂直尾翼的设计优化了减肥。局部应力分析进行了结构成员。屈曲分析做了垂直尾翼,确保皮肤扣或不是在最大负载。

引用

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