飞机结构的振动疲劳问题研究
典型结构件的振动疲劳分析
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典型结构件的振动疲劳分析
图清单
图 1.1 基础激励振动疲劳试验装置 ........................................................................................ 4 图 1.2 铝合金疲劳裂纹扩展曲线及实物图.............................................................................. 4 图 1.3 复合膜材料疲劳寿命曲线............................................................................................ 5 图 1.4 有机塑料的 S-N 曲线 ................................................................................................... 5 图 1.5 LY12CZ 铝合金动态疲劳 S-N 曲线.........................................................................频率，模型修正，频率变化，裂纹扩展
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典型结构件的振动疲劳分析
Abstract
At present, the conventional analytical methods of static fatigue has been formed a separate system, and in engineering applications are quite ripe. But in actual environment, the project structure is often working in the environment of the vibration loads, the principal loss of structure is caused by vibration. Only use the idea of static fatigue can not compeletly explain the vibration conditions of failure，because it omits the key role of the changes of frequency . As a result, we take the common typical structure of aircraft as analyzing objects. Futhermore, we use the finite element software of MSC.patran&nastran and fatigue as a platform building dynamic models to study its’dynamic features and fatigue life. This paper put forward a method which considers frequency as a main factor to predict the life of structure. All works of this paper includes: First, we choose unidirectional stiffened plate and linking slab which are widely used in aircraft as objects to complete the structural vibration fatigue experiments under resonant excitation, realizing band motivation of the incentive frequency tracking structure inherent frequency and studying structure life change rule and the dynamic change of natural frequency by the resonance conditions. Results show that structural dynamic characteristics have important influence on fatigue life and nature frequency with the fatigue process is drab degressive. Futhermore, all works Based on the MSC. Patran&nastran platform, establishing the typical structure finite element dynamic model to complete the modal analysis and validate the finite element model is correct. And we use the amended model to analysis structure dynamic response, so as to realize the fatigue life calculation. Moreover, considering frequency variation of structure damage effect, this paper puts forward the frequency as the main parameters of resonance fatigue longevity methods. Through reasonable simplification and assumptions, using the finite element software of ABAQUS to simulate the dynamic structure crack propagation (named frequency of dynamic decreasing process), dynamic analysis is studied on each stages. SN method and damage tolerance are picked to simulate the progress of Adopt SN method, damage tolerance is done by the way under the condition of simulation timely resonance fatigue life. The example shows that the method is simple and reasonable and provides reference for vibration fatigue analysis. Key words : vibration fatigue; typical structure; natural frequency; model modification; frequency change; crack propagation
飞行器结构抗震性能研究
飞行器结构抗震性能研究在现代航空航天领域，飞行器的结构抗震性能是一个至关重要的研究课题。
随着航空技术的不断发展，飞行器的飞行速度、高度和任务复杂度不断增加，这对其结构在复杂力学环境下的稳定性和可靠性提出了更高的要求。
其中，地震等自然灾害所带来的振动和冲击，对飞行器的结构安全构成了潜在威胁。
因此，深入研究飞行器结构的抗震性能，对于保障飞行安全、提高飞行器的可靠性和耐久性具有重要的意义。
飞行器在飞行过程中，可能会遭遇各种振动源，如气流扰动、发动机振动等。
而地震所产生的地面运动，通过飞行器与地面的接触传递到结构上，可能引发结构的共振、疲劳损伤甚至破坏。
为了有效应对这些挑战，需要从多个方面对飞行器结构的抗震性能进行研究。
首先，材料的选择是影响飞行器结构抗震性能的关键因素之一。
高强度、高韧性和轻质的材料能够在保证结构强度的同时，减轻重量，提高抗震能力。
例如，先进的复合材料如碳纤维增强复合材料，具有优异的力学性能和抗疲劳特性，在飞行器结构中得到了广泛应用。
然而，这些材料的性能在不同的温度、湿度和加载条件下可能会发生变化，因此需要对其进行深入的实验研究和性能评估。
其次，结构设计也是提升飞行器抗震性能的重要环节。
合理的结构布局可以有效地分散和吸收地震能量，减少结构的应力集中。
例如，采用蜂窝结构、夹层结构等具有良好能量吸收特性的设计，可以在地震作用下降低结构的变形和损伤。
此外，通过优化结构的连接方式和加强关键部位的设计，可以提高结构的整体性和稳定性。
在分析飞行器结构的抗震性能时，数值模拟方法发挥了重要作用。
有限元分析、多体动力学模拟等技术可以帮助工程师在设计阶段就对结构的抗震性能进行预测和评估。
通过建立精确的数学模型，模拟地震作用下结构的响应，能够发现潜在的薄弱环节，并进行针对性的改进。
然而，数值模拟结果的准确性往往依赖于模型的简化假设和输入参数的准确性，因此需要结合实验研究进行验证和修正。
实验研究是验证飞行器结构抗震性能的重要手段。
热环境下飞行器壁板的振动疲劳分析
热环境下飞行器壁板的振动疲劳分析刘文光;严铖;郭隆清;贺红林【摘要】According to the vibration fatigue problem of hypersonic aircraft under the thermal-mechanical environment, impacts of the temperature change on vibration properties and fatigue life of aircraft panel are studied. Firstly, the temperature field and stress field are obtained by analyzing three dimension transient coupling thermal conduct and thermal stress. Then, impacts of the temperature and stress and theirs coupling on panel’ s vibration mode and fatigue life are discussed. During the analysis, the stiffness of panel material influenced by the temperature is considered. Initial stress additional stiffness matrix caused by thermal stress and initial displacement stiffness matrix caused by thermal strain are introduced. Results indicate that different modes the panel are going to be decreased because the performance is worsen by the action of temperature. Impactsof temperature grade on vibration mode are obvious. The vibration fatigue life is shortened because of the coupling effect.%针对高超声速飞行器热力环境引起的壁板振动疲劳问题，旨在研究温度变化对壁板结构振动特性及疲劳寿命的影响。
隔振元件在航空器材中的应用研究
隔振元件在航空器材中的应用研究随着航空工业的快速发展，航空器材的可靠性和安全性需求也日益提高。
航空器材在飞行过程中会遇到各种振动和冲击，这些振动和冲击会给飞机的结构和设备带来损坏和破坏，对飞机的正常运行造成困扰。
因此，隔振元件的应用研究成为提高航空器材可靠性和安全性的重要课题之一。
本文将对隔振元件在航空器材中的应用进行研究和分析。
航空器材中的振动问题对飞机的结构和设备具有巨大的威胁。
一方面，来自引擎和飞行过程中的空气动力学因素产生的振动会直接传递到飞机的结构上；另一方面，飞机中的部件和设备也会产生与振动相关的噪声和震动。
这些振动和冲击会导致结构疲劳、材料疲劳、设备故障等问题，严重影响航空器材的使用寿命和可用性。
隔振元件是一种用于减震和隔振的装置，通过减小或消除振动和冲击的传递，有效地保护飞机的结构和设备。
隔振元件的应用可以将振动和冲击的能量吸收、散射或反射，降低其对飞机的影响。
目前，隔振元件已经广泛应用于航空器材中的多个领域。
首先，隔振元件在航空器材的结构上得到了广泛应用。
航空器材的结构承载了飞机的重量和动力，因此具有强耐久性和抗震能力的要求。
隔振元件可以在结构上增加减震装置，减小振动对飞机的影响。
例如，飞机机身上的隔振器可以通过吸收或散射振动能量，减轻机身的振动，提高飞机的稳定性和平顺性。
其次，隔振元件在航空器材的设备上也得到了广泛运用。
航空器材的各种设备，如发动机、液压系统、电子设备等，在飞行过程中会产生较大的振动。
隔振元件可以在设备的底座或支撑结构上安装减震装置，减小振动对设备的传递。
这不仅可以保护设备的正常工作，还可以延长设备的使用寿命，降低维修成本。
隔振元件的应用不仅仅局限于减小振动的影响，还可以更进一步提高航空器材的性能。
例如，在航空器材的翼身连接处，可以采用柔性连接装置来隔离振动，并在一定程度上提高飞机的气动效果。
此外，隔振元件还可以应用于航空器材的悬挂和底盘系统，帮助飞机适应各种地面环境的振动和冲击。
直升飞机振动降噪技术的研究
直升飞机振动降噪技术的研究直升飞机一直是航空领域的重要组成部分。
但与固定翼飞机相比，直升飞机通常飞行速度较低，而且会产生大量的噪音和振动。
这不仅会影响机上人员的健康和舒适度，而且会对直升机的性能和寿命产生负面影响。
因此，研究直升飞机振动降噪技术已成为目前航空工程领域的热点之一。
1. 振动和噪音的来源在直升飞机的运行过程中，会产生多种来源的振动和噪音，主要包括以下几个方面：1.1 主旋翼振动和噪音直升机的主旋翼是产生升力的关键部件，也是直升机振动和噪音的主要来源之一。
主旋翼会产生的振动和噪音包括旋翼片通过空气产生的气动声、旋翼片的弯曲振动、螺母振动等。
1.2 尾旋翼振动和噪音尾旋翼的振动和噪音主要来自旋翼片和推进器的气流相互作用产生的噪音和振动。
1.3 发动机振动和噪音发动机是直升机的动力来源，但也是造成直升机振动和噪音的重要来源之一。
发动机的振动和噪音会传输到整个飞机结构中，并且对周围环境产生一定的影响。
2. 振动和噪音的危害直升飞机的振动和噪音不仅会影响机上人员的健康和舒适度，而且会对飞机自身的性能和寿命产生负面影响。
2.1 健康和舒适度直升飞机振动和噪音会对机上人员的身体产生影响，特别是在长时间飞行时会引起疲劳、头痛、失眠等不适症状。
这种疲劳现象会对乘员的工作和生活产生负面影响。
2.2 性能和寿命直升机振动和噪音会影响整个飞行器的性能和寿命，包括机身结构疲劳裂纹、位移和弯曲，以及机械元件的磨损和损坏等。
这些问题会影响直升机的安全性、可靠性和飞行维修成本。
3. 振动和噪音降低措施降低直升机振动和噪音的方法主要包括以下几个方面：3.1 设计优化直升机的设计优化是降低振动和噪音的关键。
在设计直升机时，应该考虑各种因素，如飞机结构、气动特性、发动机选择和飞行控制等。
通过充分考虑这些因素，可以在设计阶段最大限度地降低振动和噪音产生的可能。
3.2 材料优化材料的选择和优化对于降低振动和噪音也很关键。
一些新型的材料，如碳纤维和复合材料，具有较低的密度和高的强度，可以在一定程度上提高直升机的性能，并降低振动和噪音的产生。
飞机结构疲劳寿命评估和监测
飞机结构疲劳寿命评估和监测飞机作为一种特殊的交通工具，其结构疲劳寿命的评估和监测是非常重要的。
随着飞机使用年限的增加和使用环境的变化，飞机的结构疲劳问题也逐渐显现，为此，正确评估和监测飞机结构疲劳寿命有助于保证飞机的安全，提高运营效率，延长飞机的使用寿命。
一、疲劳寿命评估的原理和方法飞机结构疲劳问题的产生主要是由于重复载荷作用下的应力集中引起的。
因此，疲劳寿命评估的方法主要是根据应力与应变的关系来计算材料的寿命。
目前，疲劳寿命评估的方法主要有三种：1. 线性累积损伤理论线性累积损伤理论主要是通过计算结构受到的载荷，然后根据载荷大小与疲劳裂纹扩展速率的关系，计算结构的寿命。
2. 非线性累积损伤理论非线性累积损伤理论是线性累积损伤理论的改进版，其主要原理是在载荷峰值附近引入非线性因素，通过式子对剪切模量进行校正，进而计算疲劳损伤。
3. 特征点法特征点法主要是通过对飞机结构进行疲劳试验，在不同载荷下统计不同时间点的损伤情况，然后根据损伤情况计算出疲劳寿命。
以上三种方法，都可以通过结构疲劳试验，得到对飞机结构的疲劳寿命评估结果，以便做出相应的监测和维修决策。
二、疲劳寿命监测技术疲劳寿命监测技术是在飞机运行期间对其结构进行实时监测，提现结构的健康状况，以便及时发现问题，并采取相应措施加以解决。
目前，常用的疲劳寿命监测技术主要有以下几种：1. 应力测量技术应力测量技术是通过在结构上安装应变传感器来测量结构受到的载荷，从而判断结构的健康状况。
应力测量技术可以应用于飞机的不同部位，如机翼、舵面、机身等，在运行期间实时监测其结构的健康状况。
2. 振动监测技术振动监测技术是通过安装加速度传感器，对飞机结构的振动情况进行实时监测，以此来了解结构的健康情况，并判断是否需要进行维修或更换。
振动监测技术主要应用于飞机的发动机、飞行控制系统等。
3. 超声波检测技术超声波检测技术是一种非接触性检测技术，通过向结构中发送超声波信号，然后测量反射回来的信号，以此来判断结构的健康状况。
基于频域法的随机振动载荷下飞机结构疲劳分析
航
天
大
学 学 报
Ｖｏ ． ４ Ｎｏ １ １４ ．
Ｆｅ ｂ． ２ ２ ０１
ｔｏ ａ ｔ ｃ Ｊ ｕ ｎ ｌ ｆＮａ ｊ ｇ Ｕｎｉ ｅ ｓｔ ｆＡｅ ｏ ａ ｔｃ Ａｓｒ ｎ ｕ ｉｓ ｏ ｒ ａ ｎ ｉ ｖ ｒ ｉｙ ｏ ｒ ｎ ｕ ｉｓ ＆ ｏ ｎ
结果 。
关 键 词 ： 率谱 密度 ； 功 随机 栽荷 ； 动 疲 劳 ； 限元 分 析 振 有
中 图分 类 号 ： ２ Ｖ２ ４ 文 献标 识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ： ０ ５２ １ （ ０ ２ ０ — ０ ２ ０ １ ０ —６ ５ ２ １） １０ ３— ５
Ａｎ ｌ ｓ ｓ ｏ ｒ ｒ ｆ ｔ ｕ ｔ ｒ ｌ Ｆａ ｉ ｕ ａ ｙ ｉ ｆ Ａｉ ｃ ａ ｔＳ ｒ ｃ ｕ ａ ｔｇ ｅ Ｕｎｄ ｒ Ｒａ ｏ Ｖｉ ｒ ｔｏ ｅ ｎｄ ｍ ｂ ａ ｉ ｎ
ｄ ｎｉ ， Ｓ 估 算 结 构振 动 疲 劳 的一 种 新 的 计 算 方 法 。 先 对 结 构 进 行 频 率 响 应 计 算 ， 到 结 构 的 传递 函数 ； ｅ ｓ ｙ Ｐ Ｄ） ｔ 首 得 将
此传递 函数 与输入 的功率谱相乘 ， 获得 结构的应力功率谱 密度 ； 再结合材料参 数 ， 选择合 适的疲劳损伤模 型， 刺
Ｌｏ ｄｉ ｇ ｓ ｄ ｏ ｎｆ ｒ ａ ｉ ｎ ｉ ｅ ｕ ｎ ｙ Ｄｏ ａ ｎ ａ ｎ ｓ Ｂａ ｅ ｎ Ｉ ｏ ｍ ｔｏ ｎ Ｆｒ ｑ ｅ ｃ ｍ ｉ
Ｍ ｅ ｇ ｎＴａ ｎ Ｆａ ｏ，Ｈ ｕ Ｙｕ ｙｕ
（ ｃ ｎ ｌｇ ｎｅ Ｃｈｎ ｉｔ ｎＩ ｄ ｓｒ ｎ ＡｉｃａｔＧｒｕ Ｔｅ ｈ ｏｏ ｙ Ｃｅ ｔｒ， ｉａＡｖａｉ ｎ ｕ ｔｙＸｉａ ｒｒ ｆ ｏ ｐ，Ｘｉａ ｏ ｎ，７ ０ ８ ，Ｃｈｎ ） １０９ ｉａ
航空器振动及故障实例分析
目录
• 航空器振动概述 • 航空器振动故障实例分析 • 航空器振动故障预防与维护 • 航空器振动故障研究展望
01 航空器振动概述
振动的定义与分类
总结词
振动的定义是指物体或系统在一定位置附近的往复运动。根据振动的规律和特性，可以将其分为自由振动、受迫 振动和自激振动。
详细描述
开展航空器振动故障的应急预案 制定和演练，提高航空器在出现
振动故障时的应急处置能力。
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自由振动是指系统在无外力作用下的振动，其运动状态仅由系统的初始条件决定。受迫振动则是在外力作用下产 生的振动，其运动状态由外力和初始条件共同决定。自激振动则是由系统自身非线性特性所引起的持续振动，不 需要外力作用。
航空器振动的原因与影响
总结词
航空器振动的原因主要包括发动机工作、气流扰动、机械部件运动等。振动对航空器的结构和性能产 生影响，如疲劳损伤、稳定性降低等。
结合机器学习和深度学习算 法，自动识别和分类航空器 振动故障的模式和特征，提 高诊断的准确性和可靠性。
建立航空器振动故障数据库， 实现故障数据的共享和交流， 促进智能诊断技术的发展和应
用。
提高航空器的可靠性和安全性
加强航空器的设计和制造质量控 制，提高航空器的固有可靠性。
完善航空器的维护和检修制度， 定期进行振动检测和故障排查， 及时发现和排除潜在的振动故障。
效。
机翼振动故障
总结词
机翼振动故障通常表现为机翼变形、疲劳裂纹和结构破坏，对飞行安全构成威胁 。
详细描述
机翼振动故障通常由气动载荷、疲劳载荷和结构应力等多种因素引起。例如，某 航空公司一架波音777飞机在飞行过程中，机翼出现疲劳裂纹，导致机翼变形和 结构破坏。这种故障不仅影响飞行安全，还可能对乘客造成恐慌和不安。