一、耐久性/损伤容限设计简介（论文文献综述）
李玉海,王成波,陈亮,董宏达,管宇,邸洪亮,顾宇轩[1]（2021）在《先进战斗机寿命设计与延寿技术发展综述》文中研究指明轻质长寿命一直是飞机结构强度设计所追求的目标,也是一代又一代结构强度工作者所面临的永恒主题。随着国内外航空工业的发展、疲劳设计理论以及现役飞机延寿工程的开展,飞机寿命设计与延寿技术取得了快速发展。本文从20世纪60年代飞机设计中引入疲劳设计开始,以疲劳设计准则的发展为主线,对分散系数的确定、载荷谱编制技术、飞机寿命设计与延寿技术、日历寿命评定、单机寿命监控等技术的形成与发展进行综合论述。有成功的经验,也有失败的教训,从实践中发展出疲劳设计的理论体系、分析方法与规范标准,带来了飞机设计寿命指标的不断提升,保障服役飞机的飞行使用安全。提出耐久性/损伤容限设计思想是目前及未来飞机长寿命设计及延寿的主要设计思想,全尺寸耐久性/损伤容限试验是飞机定寿、延寿最主要的技术途径,结构细节设计、耐久性预防性修理以及单机寿命监控也是确保长寿命设计指标实现和现役飞机延寿成功不可或缺的技术手段。
孙侠生,苏少普,孙汉斌,董登科[2]（2021）在《国外航空疲劳研究现状及展望》文中指出航空疲劳问题是影响在研/在役飞机性能的关键因素之一。以航空疲劳事故为线索,本文论述了航空结构强度设计理念的变革历程以及相应各时期的航空疲劳发展现状,并围绕21世纪以来国际航空疲劳界的关注热点,从结构长寿命设计、疲劳分析方法及工具、全尺寸结构疲劳试验技术、结构健康监测技术、老龄飞机延寿技术等五个方面阐述了航空疲劳工程领域的重大研究进展及方向。考虑目前航空疲劳工程中的问题及未来航空器的发展方向,从航空疲劳评定基础问题、长寿命设计应用问题、试验评估及数字化新技术等方面指出航空疲劳研究所面临的挑战,以满足现代飞机长寿命、轻质和高可靠性设计要求,为航空疲劳未来发展提供技术参考。
刘志芳,李良操,何龙龙[3]（2021）在《FAR 23新疲劳评定条款解析及适航验证方法研究》文中研究表明本文介绍了FAR 23规章疲劳相关条款的修订历程,综述了规章不断修订适应工业需求发展的过程。2017年发布的新版23部规章更名为《正常类飞机适航标准》,"§23.2240结构耐久性"融合了原23部规章疲劳相关条款、甚轻型飞机疲劳评定要求,及为满足未来可能的23部喷气飞机适航审定需要而制定的新要求。本文参考FAA最新发布修正案、相关ASTM标准及规章修订说明、相关咨询通报等,对规章进行了解析,重点针对新增疲劳评定规章要求进行了解析,并给出正常类飞机疲劳评定的适航验证方法建议,为正常类飞机取得FAA适航证提供疲劳适航验证方法参考。
王彬文,陈先民,苏运来,孙汉斌,杨宇,樊俊铃[4]（2021）在《中国航空工业疲劳与结构完整性研究进展与展望》文中研究说明随着中国航空事业的发展,航空疲劳与结构完整性成为影响飞机结构寿命、安全性、可靠性的关键问题之一。经过多年来的努力,飞机结构从最初的静强度、安全寿命设计理念逐渐发展成以疲劳与结构完整性为指导的研制理念和方法,并在型号中取得了成功应用,使得新一代飞机结构的使用寿命、可靠性和经济性得到很大的提升。随着技术的发展和新型号的研制需求,这一领域又出现了许多亟待解决的新问题。本文从航空工业角度梳理了自2000年以来中国航空结构疲劳研究的进展和主要成果,重点介绍了在航空材料/结构/工艺、分析评估理论研究、疲劳试验技术以及飞机寿命管理等方面的研究进展和应用概况,在此基础上从型号研制及工程发展角度提出了对中国航空疲劳需要重点关注的研究方向的建议,以期为中国航空结构技术发展提供借鉴。
崔德刚,鲍蕊,张睿,刘斌超,欧阳天[5]（2021）在《飞机结构疲劳与结构完整性发展综述》文中提出飞机结构设计与强度分析是影响飞机结构安全的关键因素,从静强度到安全寿命、损伤容限理念的提出,再到耐久性概念和结构完整性规范的形成,经历了飞机设计理念和技术体系不断完善的过程。然而,目前结构完整性理念在工程实际中的贯彻仍停留在产品研制和检测的层面,限制了其更深层次的作用。介绍了飞机结构设计从静强度设计到结构完整性设计的发展历程、飞机结构完整性的基本概念和飞机结构完整性大纲（ASIP）的主要特点;通过"5个任务",突出了结构完整性大纲从传统设计阶段的分析和检测规范到产品全生命期的过程控制与管理规范的提升转变;最后通过2个典型型号案例,介绍了飞机结构完整性理念在设计、验证与使用维护全生命期的成功应用。通过对基本概念的剖析以及对主要设计理念发展的梳理,展示了飞机结构安全策略从设计研制阶段到全生命期控制的质变过程,指出了结构完整性理念从基于试验的体系方法向着数字化方向发展的趋势。
马智强[6]（2019）在《TC4ELI大规格棒材组织性能研究》文中研究说明钛及钛合金材料因其特有的低密度、高强度、耐高温等优良的综合性能,被广泛应用于航空工业领域。随着航空工业的不断发展,特别是飞行器设计中“耐久性/损伤容限”理念的引入,对既有高断裂韧性,又有低裂纹扩展速率的损伤容限型合金的需求不断加大。TC4ELI即低间隙TC4,是在TC4钛合金基础上,通过优化、调整其合金元素含量,降低杂质元素,严格控制“O”含量等方式,发展而来的一种具有高断裂韧性和低裂纹扩展速率的中等强度损伤容限型钛合金,该钛合金以其成分简单、锻造加工和成型性能优异等特点,适用于制造飞机重要的承力结构零部件,如大框、梁及接头结构件等,满足长寿命、安全可靠的设计要求。本文根据TC4ELI合金特点,结合TC4钛合金棒材的锻造工艺,进行TC4ELI大规格棒材锻造工艺研究,确定了变形量、变形应变速率及锻造温度等。通过对比分析TC4ELI大规格棒材显微组织与各项性能,从而确定了TC4ELI大规格棒材的锻造工艺:即多火次大变形量镦拔+换向锻造。通过对不同热处理制度下,TC4ELI大规格棒材组织和力学性能的研究分析、确定其热处理制度为普通退火,并对TC4ELI合金棒材的组织均匀性进行了深入研究。研究表明,TC4ELI合金的热变形工艺对合金的微观组织及综合性能有显着的影响。通过分析棒材不同位置的显微组织,发现TC4ELI钛合金大规格棒材的显微组织为均匀细小的等轴组织,初生α含量高达80%,棒材心部,R/2及边部组织均匀性良好;心部的初生α相晶粒略大于边部,含量无差异,其室温力学性能,高温力学性能均匀性好,总体上纵向性能略优于横向性能,边部、R/2和心部强度差异不大。TC4ELI钛合金大规格棒材具有很高的冲击韧性和断裂韧性,且各个方向的均匀性良好。同时φ400mm规格的TC4ELI钛合金大规格棒材探伤水平达到半声程φ2.0-9dB级别,φ500mm,φ600mm规格的TC4ELI钛合金大规格棒材探伤水平达到半声程φ3.2-6dB级别。同时通过对比国外TIMET和VSMPO公司进口棒材和本研究试制的TC4ELI钛合金相近规格棒材的组织、力学性能及探伤水平,证明了本研究试制的TC4ELI大规格棒材各项性能与国外棒材性能相当,其低倍组织和探伤水平略优于国外公司棒材。
仲毅强[7]（2019）在《飞机中央翼壁板连接结构损伤容限分析》文中进行了进一步梳理近年来,随着材料科学和飞机设计理念的进步,出现了很多新的飞机构型和新的飞机结构。对于这些新的机型和新的结构进行疲劳寿命分析和损伤容限分析随之成为了一个很重要的课题。损伤容限设计是飞机结构安全性的主要保证,能够通过对于材料选择、结构布局、细节设计等方面的优化,来保障飞机结构在使用寿命内不会发生灾难性破坏。本文基于工程实际,结合国内某机型的损伤容限分析工作需求,对于该机型中央翼下壁板与下方小梁的连接区进行了损伤容限分析。具体内容主要包括:（1）利用有限元计算软件对于该部位进行了静力计算,得到了其在多种实际工况下的应力状态,同时利用了等效应力严重系数法来计算钉孔旁边的应力,从而确定了其断裂危险点;（2）利用有限单元法中的位移外推法计算了该部位的应力强度因子,为损伤容限分析提供理论基础;（3）通过编写程序实现了损伤容限用载荷谱的编制,利用循环续循环法计算了该部位的裂纹扩展寿命;（4）对于该部位进行了剩余强度分析;（5）结合计算结果给出了该机型的检修周期建议和结构设计建议。本文对于该结构的损伤容限分析结合了工程实际,为类似结构的损伤容限分析工作提供了方法和技术。
周进[8]（2019）在《舰载机起降段设计使用载荷谱编制及载荷谱加重研究》文中研究说明舰载机作为航空母舰战斗群“以空天制海”的重要手段,是现代海军不可或缺的力量。由于受到甲板几何、航母运动、气流扰动等因素的影响,舰载机通常需要采用弹射起飞和拦阻着舰的方式完成起降,其机体承受的载荷远大于普通陆基飞机,载荷形式也不尽相同。舰载机设计使用载荷谱是舰载机设计过程中进行结构强度、损伤容限和耐久性分析与试验的基础,由于舰载机载荷与普通陆基飞机存在差异,载荷谱编制方法也有所区别。因此,本文对舰载机弹射起飞和拦阻着舰虚拟样机及设计使用载荷谱编制进行研究,主要包括弹射起飞和拦阻着舰虚拟样机的建立和分析、舰载机设计使用载荷谱编制方法研究、损伤容限加重谱研究。具体研究内容如下:1、根据规范谱分析法、类比分析法、飞行模拟法等常用的设计使用载荷谱方法,结合载荷谱编制方法中最基本的任务分析法,首次提出了基于虚拟样机的舰载机设计使用载荷谱编制方法,探讨了使用舰载机虚拟样机数据代替实测数据作为编谱数据来源的可行性。最后给出了应用该方法的具体流程和详细步骤。2、通过分析舰载机在起降过程中子系统各部件的载荷、约束情况,分别建立了包含完整过程的舰载机弹射起飞虚拟样机和拦阻着舰虚拟样机,并给出了弹射力、拦阻力、气动力等不同载荷的确定方法。针对需要处理大量工况的问题,首次研究了基于Automation技术的多工况自动化仿真方法,实现了虚拟样机的批量建立、分析、计算和数据处理功能,并完成了相应的软件编写工作。3、基于建立的弹射起飞和拦阻着舰虚拟样机,详细研究了基于完整偏心弹射过程的动力学问题和舰载机着舰参数对起落架载荷影响程度这两个重要的问题。定性给出了弹射起飞时偏心距对起落架各向载荷的影响情况和拦阻着舰时着舰参数对各载荷的影响情况。4、提出了确定典型着舰情况的LHS-WF（拉丁超立方-权重）方法,据此给出了舰载机着舰设计使用载荷谱的编制方法。定量研究了着舰变量对着舰载荷的全局敏感性分析方法,给出了着舰变量区间划分的依据和划分的结果。同时对编制过程中的下沉速度简化、着舰情况判定、抽样范围修正等问题进行研究,结合多工况自动化仿真技术,完成了某型舰载机着舰段设计使用载荷谱的编制。5、研究了损伤容限载荷谱加重方法,通过编制的损伤容限载荷谱,对26件试验件进行载荷谱加重研究,给出了裂纹萌生时间和扩展时间随加重系数变化的曲线。
王生楠[9]（2014）在《飞机结构设计及强度专业发展研究》文中研究表明一、引言中国航空学会结构与强度专业分会通过会员单位的领导和广大科技工作者的不懈努力、开拓创新和努力拼搏,近年来使我国的飞机结构设计与强度专业呈现出蒸蒸日上的研究热潮,在基础理论研究、设计技术研究、试验技术研究、计算技术研究、工程应用等诸多领域取得了一批新的重要研究成果和重大发展,部分研究成果已在重点型号研制中得到
赵维涛,张旭[10]（2011）在《基于阈值超越概率的结构耐久性与损伤容限综合分析方法》文中认为飞机结构耐久性分析和损伤容限分析都是以裂纹扩展分析为基础的,该文根据二者之间的内在联系,将耐久性分析与损伤容限分析进行综合考虑。该方法以损伤容限设计手册中规定的非概率初始裂纹尺寸作为阈值裂纹尺寸,根据裂纹尺寸超过阈值的概率以及耐久性分析结果确定概率损伤容限分析时的初始裂纹尺寸分布。裂纹尺寸超过阈值的概率可以通过检测数据给出,评估结果较为可靠。在概率损伤容限分析时,为了避免多重积分的计算,给出了结构安全余量的显式表达式以及一次二阶矩方法的计算公式,提高了可靠度计算效率。该文结合工程实例并与现有方法进行了对比分析,结果表明该方法是合理的、有效的。
二、耐久性/损伤容限设计简介（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、耐久性/损伤容限设计简介（论文提纲范文）
（1）先进战斗机寿命设计与延寿技术发展综述（论文提纲范文）
| 1 疲劳设计准则的发展 |
| 2 寿命设计与验证分散系数 |
| 3 载荷谱编制技术发展 |
| 3.1 载荷谱的分类 |
| 3.2 飞机设计使用谱编制方法 |
| 3.3 国内外载荷谱编制发展历程 |
| 3.4 严重谱编制发展历程 |
| 4 寿命设计与延寿技术发展 |
| 4.1 寿命设计技术发展 |
| 4.2 延寿技术发展 |
| 5 日历寿命评定技术发展 |
| 6 单机寿命监控技术发展 |
| 6.1 国外发展现状 |
| 6.2 国内研究现状 |
| 6.3 单机寿命监控应用实例 |
| 6.3.1 某系列飞机单机寿命监控 |
| 6.3.2 基于神经网络的疲劳载荷预测技术 |
| 6.3.3 基于智能传感器的结构健康技术 |
| 6.3.4 飞机结构健康监控技术发展 |
| 6.4 小结 |
| 7 结束语 |
（2）国外航空疲劳研究现状及展望（论文提纲范文）
| 1 航空疲劳事故对飞机结构强度设计理念的推动 |
| 2 航空疲劳国际研究热点 |
| 2.1 结构长寿命设计技术 |
| 2.1.1 传统结构的抗疲劳强化技术 |
| 2.1.2 基于可靠性的长寿命设计方案 |
| 2.1.3 先进材料在飞机结构中的应用 |
| 2.1.4 先进工艺在结构长寿命设计中的应用 |
| 2.2 疲劳分析方法及工具 |
| 2.2.1 疲劳裂纹形成寿命分析方法 |
| 2.2.2 短裂纹分析方法进展 |
| 2.2.3 复杂结构裂纹扩展分析方法 |
| 2.2.4 航空疲劳工程分析软件发展 |
| 2.3 全尺寸结构疲劳试验技术 |
| 2.3.1 波音、空客、庞巴迪系列的全尺寸结构疲劳试验 |
| 2.3.2 基于虚拟环境的全尺寸结构疲劳试验技术 |
| 2.3.3 先进的疲劳试验加载技术 |
| 2.4 结构健康监测技术 |
| 2.5 老龄飞机延寿技术 |
| 3 航空疲劳研究面临的挑战与展望 |
| 4 总结 |
（3）FAR 23新疲劳评定条款解析及适航验证方法研究（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 FAR 23规章疲劳相关条款的修订历程 |
| 2 新规章疲劳评定条款解析 |
| 2.1 条款原文 |
| 2.2 条款解析 |
| 2.2.1 新旧规章对比和新增适航要求 |
| 2.2.2 增压舱的补充疲劳评定要求解析 |
| 2.2.3 离散源损伤评定要求解析 |
| 2.2.4 甚轻型飞机（Ⅰ级）疲劳评定要求解析 |
| 3 结构耐久性适航验证方法建议 |
| 3.1 可接受的适航符合性方法 |
| 3.2疲劳强度 |
| 3.3 金属结构疲劳强度评定 |
| 3.4 金属结构破损安全强度评定 |
| 3.5 金属结构损伤容限评定 |
| 3.6 复合材料结构损伤容限和疲劳评定 |
| 3.7 离散源损伤容限评定 |
| 3.8 检查和其他方法 |
| 4 结论 |
（4）中国航空工业疲劳与结构完整性研究进展与展望（论文提纲范文）
| 1 中国航空疲劳研究历程 |
| 1.1 中国航空结构设计思想发展 |
| 1.2 中国航空疲劳研究主要成果 |
| 2 中国航空工业结构疲劳研究现状和进展 |
| 2.1 材料/结构/工艺疲劳研究现状和进展 |
| 2.1.1 先进材料疲劳研究现状 |
| 2.1.2 先进结构疲劳研究现状 |
| 2.1.3 先进工艺疲劳研究现状 |
| 2.2 疲劳分析评估研究现状 |
| 2.2.1 耐久性分析评估方法 |
| 2.2.2 损伤容限分析评估方法 |
| 2.2.3 腐蚀疲劳分析方法 |
| 2.2.4 多尺度疲劳分析方法 |
| 2.3 疲劳试验技术研究现状 |
| 2.3.1 积木式验证思想及发展 |
| 2.3.2 壁板类疲劳损伤容限试验 |
| 2.3.3 结构机构疲劳可靠性试验 |
| 2.3.4 水陆两栖飞机试验 |
| 2.3.5 全机疲劳试验及加速技术 |
| 2.3.6 损伤识别及测量技术 |
| 2.4 飞机服役寿命管理研究现状 |
| 2.4.1 单机监控 |
| 2.4.2 飞机定/延寿 |
| 3 展望 |
（5）飞机结构疲劳与结构完整性发展综述（论文提纲范文）
| 1 飞机结构强度标准的发展历程 |
| 1.1 从保结构安全理念到结构完整性理念形成 |
| 1.2 国内外军用飞机结构完整性与强度规范 |
| 1.3 民用飞机结构完整性与适航条例 |
| 1.4 复合材料飞机结构完整性 |
| 1.5 小结 |
| 2 疲劳和结构完整性的学术认识和分析方法发展 |
| 2.1 设计理念转变与学术认识的发展 |
| 2.2 疲劳研究领域学术认识发展的代表性成果 |
| 2.3 金属结构工程分析方法 |
| 2.3.1 安全寿命分析方法 |
| 2.3.2 损伤容限分析方法 |
| 2.3.3 WFD分析方法 |
| 2.3.4 耐久性分析方法 |
| 2.3.5 日历寿命分析方法 |
| 2.4 复合材料结构损伤容限分析方法 |
| 3 飞机结构完整性指导型号研制实践 |
| 3.1 飞机结构完整性大纲的实施途径 |
| 3.2 飞机结构完整性大纲的应用案例 |
| 3.2.1 案例1:B-2轰炸机结构完整性设计 |
| 3.2.2 案例2:F-35歼击机的结构完整性设计 |
| 4 飞机结构完整性的数字化发展趋势 |
| 5 总结 |
（6）TC4ELI大规格棒材组织性能研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 钛合金概述 |
| 1.2.1 钛及钛合金的基本特性 |
| 1.2.2 钛合金的分类 |
| 1.3 损伤容限型钛合金 |
| 1.3.1 航空用钛合金材料的发展 |
| 1.3.2 高强及损伤容限钛合金的发展 |
| 1.3.3 TC4ELI钛合金 |
| 1.4 钛合金的锻造工艺 |
| 1.4.1 钛合金的锻造特点 |
| 1.4.2 钛合金的锻造方法 |
| 1.5 钛合金的热处理工艺 |
| 1.5.1 钛合金的热处理特点 |
| 1.5.2 钛合金的热处理类型 |
| 1.6 主要研究内容 |
| 2 实验材料、设备和方案及分析测试方法 |
| 2.1 实验材料 |
| 2.2 实验设备 |
| 2.3 实验方案 |
| 2.3.1 锻造工艺 |
| 2.3.2 热处理制度 |
| 2.4 分析测试方法 |
| 2.4.1 拉伸性能测试 |
| 2.4.2 冲击韧性测试 |
| 2.4.3 断裂韧性测试 |
| 2.4.4 金相显微组织观察 |
| 3 TC4ELI大规格棒材锻造工艺研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 大规格棒材工艺试验方案 |
| 3.3 锻造工艺参数的确定 |
| 3.3.1 变形量、压下量的确定 |
| 3.3.2 应变速率的确定 |
| 3.3.3 加热温度及终锻温度的确定 |
| 3.4 TC4ELI大规格棒材的组织分析 |
| 3.4.1 TC4ELI大规格棒材的低倍组织分析 |
| 3.4.2 TC4ELI大规格棒材的显微(高倍)组织分析 |
| 3.5 热处理对TC4ELI组织和性能的影响分析 |
| 3.5.1 热处理对TC4ELI显微组织的影响 |
| 3.5.2 热处理对TC4ELI力学性能的影响 |
| 3.6 本章小结 |
| 4 TC4ELI大规格棒材组织性能均匀性研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 TC4ELI大规格棒材显微组织均匀性 |
| 4.3 TC4ELI大规格棒材力学性能的均匀性研究 |
| 4.3.1 TC4ELI大规格棒材室温拉伸性能均匀性研究 |
| 4.3.2 大规格棒材高温力学性能均匀性研究 |
| 4.3.3 大规格棒材冲击性能均匀性研究 |
| 4.3.4 大规格棒材断裂韧性均匀性研究 |
| 4.4 TC4ELI大规格棒材的探伤水平 |
| 4.5 TC4ELI大规格棒材质量对比分析 |
| 4.5.1 力学性能 |
| 4.5.2 低倍组织 |
| 4.5.3 高倍组织 |
| 4.5.4 TC4ELI大规格棒材的探伤水平比较 |
| 4.6 本章小结 |
| 5 结论 |
| 6 致谢 |
| 参考文献 |
| 工程硕士学习阶段的研究成果 |
（7）飞机中央翼壁板连接结构损伤容限分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 飞机结构设计思想 |
| 1.2 损伤容限设计思想 |
| 1.3 国内外研究现状 |
| 1.4 飞机结构损伤容限分析的特点 |
| 1.5 本文主要工作 |
| 1.6 本文内容安排 |
| 第二章 损伤容限基本理论 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 裂纹扩展 |
| 2.2.1 裂纹开裂形式 |
| 2.2.2 裂纹尖端应力场、位移场 |
| 2.2.3 应力强度因子 |
| 2.3 应力严重系数法 |
| 2.4 裂纹扩展的简化模型 |
| 2.5 裂纹扩展寿命分析方法 |
| 2.6 剩余强度 |
| 2.7 损伤容限结构类型及设计原则 |
| 2.8 本章小结 |
| 第三章 中央翼壁板连接结构有限元分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 细节有限元分析 |
| 3.2.1 结构简介 |
| 3.2.2 坐标系及单位规定 |
| 3.2.3 模型建立 |
| 3.2.4 有限元模型的边界约束 |
| 3.2.5 有限元模型载荷施加 |
| 3.2.6 有限元应力分析 |
| 3.3 危险点的确定 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 应力强度因子计算 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 应力强度因子计算方法 |
| 4.2.1 位移外推法 |
| 4.2.2 虚拟裂纹扩展法 |
| 4.2.3 J积分法 |
| 4.3 ANSYS中的应力强度因子计算 |
| 4.3.1 计算方法算例验证 |
| 4.3.2 分析部位应力强度因子计算 |
| 4.3.3 最危险情况应力强度因子计算 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 损伤容限分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 裂纹扩展分析理论 |
| 5.2.1 裂纹扩展速率表达式 |
| 5.2.2 裂纹扩展速率的其它影响因素 |
| 5.2.3 变幅载荷和超载的影响 |
| 5.2.4 裂纹扩展分析方法 |
| 5.2.5 载荷谱编制方法 |
| 5.3 结构剩余强度概要 |
| 5.3.1 结构破坏模式和破坏准则 |
| 5.3.2 剩余强度分析方法 |
| 5.4 裂纹扩展寿命计算 |
| 5.4.1 危险点选取和开裂模式选择 |
| 5.4.2 初始裂纹尺寸和临界裂纹长度 |
| 5.4.3 构件危险钉孔应力谱 |
| 5.4.4 危险钉孔裂纹扩展寿命计算 |
| 5.4.5 结果分析 |
| 5.5 机翼下壁板剩余强度曲线 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（8）舰载机起降段设计使用载荷谱编制及载荷谱加重研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 舰载机的起飞和拦阻着舰概述 |
| 1.2.1 舰载机在航母上的起飞方式概述 |
| 1.2.2 舰载机在航母上的拦阻着舰概述 |
| 1.3 舰载机弹射起飞与拦阻着舰研究现状 |
| 1.3.1 弹射起飞和拦阻着舰动力学模型 |
| 1.3.2 舰载机与航母之间的适配性要求 |
| 1.4 飞机设计使用载荷谱编制及载荷谱加重研究 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第二章 舰载机载荷谱及编制方法研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 相关标准和规范对载荷谱的要求 |
| 2.2.1 军用飞机结构完整性大纲 |
| 2.2.2 军用飞机结构强度规范 |
| 2.2.3 民用飞机适航标准要求 |
| 2.3 飞机载荷谱编制的基本方法 |
| 2.3.1 确定载荷谱原始数据 |
| 2.3.2 飞机使用方法分析 |
| 2.3.3 结构载荷环境分析 |
| 2.3.4 确定载荷计算工况 |
| 2.3.5 载荷计算和应力分析 |
| 2.3.6 无顺序载荷(应力)谱编制 |
| 2.3.7 无顺序载荷谱转换为试验谱或分析谱 |
| 2.4 载荷谱统计分析和简化方法 |
| 2.4.1 载荷谱统计分析方法 |
| 2.4.2 载荷谱简化方法 |
| 2.5 飞机设计使用谱编制方法 |
| 2.5.1 常用设计使用载荷谱编制方法 |
| 2.5.2 基于虚拟样机的设计使用载荷谱编制方法 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 舰载机弹射与着舰虚拟样机及其自动化 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 舰载机着舰环境研究 |
| 3.2.1 航母的几何特征 |
| 3.2.2 航母在海浪中运动情况 |
| 3.3 舰载机弹射虚拟样机建立 |
| 3.3.1 坐标系选取及弹射模型 |
| 3.3.2 舰载机弹射虚拟样机子系统 |
| 3.4 舰载机着舰虚拟样机建立 |
| 3.4.1 坐标系选取及着舰模型 |
| 3.4.2 舰载机着舰虚拟样机子系统 |
| 3.5 多工况自动化仿真技术 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 舰载机弹射与着舰动力学仿真分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 基于完整偏心弹射过程的动力学分析 |
| 4.2.1 考虑四阶段与仅考虑滑跑时动力学特性比较 |
| 4.2.2 考虑四阶段时初始偏心距对姿态角的影响 |
| 4.2.3 考虑四阶段时初始偏心距对起落架载荷的影响 |
| 4.2.4 考虑四阶段时初始偏心距对加速度的影响 |
| 4.3 舰载机着舰参数对起落架载荷的影响分析 |
| 4.3.1 舰载机着舰变量及变量分布 |
| 4.3.2 舰载机着舰参数对起落架载荷的影响 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 舰载机起降段设计使用载荷谱编制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 确定着舰典型工况的LHS-WF方法 |
| 5.3 多变量联合概率对着舰变量影响分析 |
| 5.4 着舰变量对着舰载荷全局敏感性分析和极值分析 |
| 5.4.1 EFAST全局敏感性分析方法 |
| 5.4.2 主起落架载荷敏感性分析 |
| 5.4.3 前起落架载荷和重心过载分析 |
| 5.4.4 舰载机着舰载荷敏感性结果分析 |
| 5.4.5 舰载机着舰载荷极值情况分析 |
| 5.5 着舰变量中下沉速度简化方法研究 |
| 5.6 载荷谱编制过程中的其他问题研究 |
| 5.6.1 着舰情况的判定条件 |
| 5.6.2 变量抽样范围的修正 |
| 5.6.3 独立工况合并及等损伤折算 |
| 5.6.4 设计载荷谱自动化编制方法 |
| 5.7 舰载机设计使用载荷谱编制实例 |
| 5.8 本章小结 |
| 第六章 载荷谱损伤容限加重谱研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 损伤容限载荷谱加重理论分析 |
| 6.2.1 损伤容限裂纹扩展分析方法 |
| 6.2.2 损伤容限载荷谱加重分析方法 |
| 6.3 损伤容限载荷谱加重试验 |
| 6.3.1 损伤容限载荷谱编制 |
| 6.3.2 损伤容限试验件及试验情况 |
| 6.3.3 损伤容限试验结果及分析 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 本文工作总结 |
| 7.2 主要创新成果 |
| 7.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间研究成果及发表学术论文 |
| 附录 |
（10）基于阈值超越概率的结构耐久性与损伤容限综合分析方法（论文提纲范文）
| 1 综合模型的建立 |
| 2 综合模型求解 |
| 2.1 耐久性分析 |
| 2.1.1 通用EIFS分布 |
| 2.1.2 使用期裂纹扩展控制曲线 |
| 2.1.3 应力区裂纹超越概率和裂纹超越数 |
| 2.1.4 细节群裂纹超越数 (损伤度) |
| 2.2 损伤容限分析 |
| 2.2.1 初始裂纹尺寸分布 |
| 2.2.2 结构安全余量的建立 |
| 2.2.3 可靠度求解 |
| 3 算例 |
| 4 结论 |
四、耐久性/损伤容限设计简介（论文参考文献）
- [1]先进战斗机寿命设计与延寿技术发展综述[J]. 李玉海,王成波,陈亮,董宏达,管宇,邸洪亮,顾宇轩. 航空学报, 2021(08)
- [2]国外航空疲劳研究现状及展望[J]. 孙侠生,苏少普,孙汉斌,董登科. 航空学报, 2021(05)
- [3]FAR 23新疲劳评定条款解析及适航验证方法研究[J]. 刘志芳,李良操,何龙龙. 民航学报, 2021(03)
- [4]中国航空工业疲劳与结构完整性研究进展与展望[J]. 王彬文,陈先民,苏运来,孙汉斌,杨宇,樊俊铃. 航空学报, 2021(05)
- [5]飞机结构疲劳与结构完整性发展综述[J]. 崔德刚,鲍蕊,张睿,刘斌超,欧阳天. 航空学报, 2021(05)
- [6]TC4ELI大规格棒材组织性能研究[D]. 马智强. 西安建筑科技大学, 2019(01)
- [7]飞机中央翼壁板连接结构损伤容限分析[D]. 仲毅强. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [8]舰载机起降段设计使用载荷谱编制及载荷谱加重研究[D]. 周进. 南京航空航天大学, 2019(01)
- [9]飞机结构设计及强度专业发展研究[A]. 王生楠. 航空科学技术学科发展报告, 2014
- [10]基于阈值超越概率的结构耐久性与损伤容限综合分析方法[J]. 赵维涛,张旭. 工程力学, 2011(10)