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飞机液压导管动态应力临界值确定方法研究

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第1章绪论

1.1课题的研究意义

1.2国内外研究现状

1.3研究内容、方法和预期达到的效果

1.4论文的基本结构

第2章结构疲劳强度与振动测量

2.1疲劳的基本概念

2.1.1疲劳的定义

2.1.2疲劳破坏的特征

2.1.3引起疲劳破坏的主要原因

2.1.4影响疲劳强度的一些因素

2.1.5疲劳破坏过程

2.1.6提高疲劳强度的方法

2.2疲劳断口分析

2.2.1断口分析的重要性

2.2.2金属断口的种类

2.2.3断口分析的依据

2.2.4断口的宏观分析

2.2.5断口的微观分析

2.3振动的测量

2.3.1振动测量的意义

2.3.2振动测量方法

2.3.3机械振动测试系统

2.3.4激振方式

2.3.5振动测试及分析的试验设备

2.4结构振动疲劳问题

2.4.1结构振动疲劳问题的概念

2.4.2结构振动疲劳问题的特点

第3章试验方案

3.1试验材料

3.2试验设备及试验原理

3.3试件及夹具

3.4振动疲劳试验

3.5试验步骤

第4章试验结果与讨论

4.1 S-N曲线

4.2裂纹扩展路径

4.3微观断口分析

4.4构件的疲劳极限

第5章液压系统导管应力测试数据统计

5.1引言

5.2开车情况

5.3应力计算

5.4测试前贴片准备工作

5.5数据结果概率统计分析

结论

附录Ⅰ 1Cr18Ni9Ti板材试验数据表

附录Ⅱ某型飞机液压导管地面试车试验数据表

附录Ⅲ振动疲劳试验具体操作过程

参考文献

致谢

攻读硕士期间发表(含录用)的学术论文

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摘要

飞机液压导管系统是典型的管道系统,它具有高强度和高压力重量比,是飞机的重要组成结构,其安全良好的工作状态对飞机的正常飞行起着至关重要的作用。而飞机液压导管的破损故障时有发生。因此,还需对飞机液压导管的结构强度,特别是动强度作进一步研究。 在国产某型飞机的液压导管设计中,动态临界应力设定为40MPa。但是,围绕该临界应力的确定仍然有不明确之处。本文对飞机液压导管设计中的动态临界应力的确定方法进行研究,给出了悬臂约束、一阶固有频率时的正弦激励下飞机液压导管用材料1Crl8Ni9Ti的S-N曲线,材料的振动疲劳极限为218MPa。考虑到应力集中系数、尺寸系数、表面质量系数等因素的影响,得出液压导管构件的振动疲劳极限为47.39MPa。某型飞机地面试车试验实测液压导管系统应力结果及统计分析表明,飞机液压导管系统的应力水平小于构件的振动疲劳极限。可以认为,飞机液压导管设计中的动态临界应力就是材料的振动疲劳极限。通过扫描电镜进行微观断口分析,裂纹萌生于试样表面的缺陷,从试件两侧表面同时向断面中央扩展,在断口中部形成一条明显的中分线。断口有明显的疲劳纹,是典型的疲劳破坏。

著录项

  • 作者

    刘涛;

  • 作者单位

    沈阳航空航天大学;

    沈阳航空工业学院;

  • 授予单位 沈阳航空航天大学;沈阳航空工业学院;
  • 学科 机械设计及理论
  • 授予学位 硕士
  • 导师姓名 陈振中;
  • 年度 2007
  • 页码
  • 总页数
  • 原文格式 PDF
  • 正文语种 中文
  • 中图分类 V214.41;
  • 关键词

    振动; 断口; 液压导管; 临界应力; 飞机;

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