曝光臺(tái) 注意防騙 網(wǎng)曝天貓店富美金盛家居專(zhuān)營(yíng)店坑蒙拐騙欺詐消費(fèi)者

（%）所得到的結(jié)果可用于全尺寸結(jié)構(gòu)驗(yàn)證結(jié)果的分析。
應(yīng)該指出，對(duì)于金屬結(jié)構(gòu)不是疲勞關(guān)鍵件，或雖然屬于疲勞關(guān)鍵件，但已經(jīng)過(guò)驗(yàn)證并可通過(guò)加強(qiáng)或定期更換來(lái)保證試驗(yàn)正常進(jìn)行的混合結(jié)構(gòu)，可以不采納這一建議，而按復(fù)合材料結(jié)構(gòu)驗(yàn)證要求進(jìn)行試驗(yàn)。
第三節(jié) &載荷 環(huán)境譜的編制
復(fù)合材料結(jié)構(gòu)驗(yàn)證試驗(yàn)不僅需要載荷譜，有時(shí)還需要濕 熱環(huán)境譜，處理載荷譜與環(huán)境譜的疊加。特殊需要的個(gè)別情況還要編制老化譜（限于篇幅，請(qǐng)參閱有關(guān)資料）。
一、載荷譜的修正
復(fù)合材料對(duì)靜載荷和疲勞載荷的響應(yīng)與金屬材料不同。復(fù)合材料呈現(xiàn)線(xiàn)彈性應(yīng)力一應(yīng)變關(guān)系，基本上屬于脆性材料，沒(méi)有屈服現(xiàn)象，不存在遲滯效應(yīng)。復(fù)合材料層合板具有很好的抗疲勞性能，相對(duì)于靜強(qiáng)度的疲勞極限可高達(dá) ’( )以上。因此，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)驗(yàn)證試驗(yàn)用載荷譜不能直接采用同類(lèi)金屬結(jié)構(gòu)的載荷譜，必須加以修正。修正主要有兩個(gè)方面。
•+"*•
 
（）對(duì)高載的截取
金屬結(jié)構(gòu)編譜一般按正常使用的最大過(guò)載取為最高一級(jí)載荷，更高的載荷不再施加，而折算到最高一級(jí)載荷上，這樣編出的載荷譜，減少了金屬材料遲滯效應(yīng)的影響，所得金屬結(jié)構(gòu)壽命的試驗(yàn)結(jié)果偏于安全。但對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，不存在遲滯效應(yīng)，對(duì)高載荷敏感，會(huì)嚴(yán)重降低壽命。所以，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)采用相應(yīng)的金屬結(jié)構(gòu)載荷，將得到偏于危險(xiǎn)的試驗(yàn)結(jié)果。因此，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)載荷譜最高一級(jí)載荷的截取，必須取到載荷可能出現(xiàn)的最高值，以此原則來(lái)修正高載荷部分譜。
（"）對(duì)低載的刪除
復(fù)合材料結(jié)構(gòu)目前多采用限制設(shè)計(jì)許用應(yīng)變（靜力覆蓋疲勞）的辦法設(shè)計(jì)，應(yīng)力水平不高。同時(shí)，復(fù)合材料具有優(yōu)良的疲勞特性。為了縮短試驗(yàn)時(shí)間，可以適當(dāng)提高低載荷刪除值。一般情況下，可以刪除 %使用載荷以下的各級(jí)載荷。
二、濕熱環(huán)境譜編制
樹(shù)脂基復(fù)合材料對(duì)濕熱環(huán)境因素敏感，濕熱引起材料性能下降，因此，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)驗(yàn)證試驗(yàn)要求編制濕熱環(huán)境譜。它包括 個(gè)方面，即對(duì)于每一任務(wù)剖面的結(jié)構(gòu)表面溫度、飛機(jī)的載荷 &溫度關(guān)系，以及吸濕量。
（）濕熱環(huán)境譜編制方法
飛機(jī)壽命一般由使用壽命（飛行小時(shí)數(shù)）和日歷壽命（年）兩個(gè)標(biāo)準(zhǔn)，以先到者確定。使用壽命，軍機(jī)為 ’ ( )飛行小時(shí)；而飛機(jī)的日歷壽命一般 " ("*年。兩者相比，可見(jiàn)飛機(jī)壽命期內(nèi)，大部分（+% ( ,%）時(shí)間是停放在地面上。因此，軍機(jī)編制復(fù)合材料結(jié)構(gòu)濕熱環(huán)境譜主要考慮地面環(huán)境和飛行氣動(dòng)加熱。
（"）濕熱環(huán)境譜編制方法 根據(jù)飛機(jī)的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求或使用要求，確定飛機(jī)在不同地域內(nèi)（典型環(huán)境區(qū)）服役或使用的時(shí)間。
"根據(jù)使用任務(wù)剖面中相關(guān)資料，確定各類(lèi)型任務(wù)不同任務(wù)段的時(shí)間比例和地面停放時(shí)間比例。如果按溫度分段，分別統(tǒng)計(jì)各任務(wù)段中，高溫、中溫、室溫和低溫的停留時(shí)間比例。
根據(jù)上述統(tǒng)計(jì)的各段時(shí)間比例，合并成幾個(gè)典型的溫度（或吸濕量）的循環(huán)剖面。每一循環(huán)代表一定的壽命（飛行時(shí)間或起落次數(shù)）。對(duì)地面停放情況，應(yīng)按當(dāng)?shù)貧庀筚Y料進(jìn)行模擬，同樣組成典型的溫度循環(huán)剖面。將任務(wù)剖面和地面停放兩類(lèi)多種典型溫度（或吸濕量）的循環(huán)剖面組合，得到代表整個(gè)壽命期內(nèi)的濕熱環(huán)境條件。
對(duì)地面停放等某些長(zhǎng)時(shí)間情況，應(yīng)按一定的等效原則進(jìn)行加速，以減少試驗(yàn)時(shí)間。
•*+•

第三篇 ,復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)
 
三、加速吸濕方法
由于復(fù)合材料吸濕是個(gè)極緩慢的過(guò)程，為縮短試驗(yàn)周期，必須按一定原則加速吸濕，目標(biāo)是建立一種環(huán)境條件（溫度和相對(duì)濕度），使之在較短的時(shí)間內(nèi)使結(jié)構(gòu)達(dá)到與實(shí)際情況相當(dāng)?shù)奈鼭窳俊?br /> 加速試驗(yàn)用溫度不宜太高。美歐以不高于 "為限、俄羅斯以 %為限。我國(guó)建議取 %&；相對(duì)濕度最高到 ’"(。
四、載荷譜與環(huán)境譜的疊加
復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在濕熱環(huán)境條件下進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)，載荷譜和環(huán)境譜要同步施加。由于復(fù)合材料吸濕是一個(gè)緩慢過(guò)程，而載荷施加很快，為使兩者協(xié)調(diào)，一般采用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件預(yù)先加速吸濕，達(dá)到一定吸濕量值后，再進(jìn)行試驗(yàn)。具體做法：
（)）分析預(yù)估復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在使用環(huán)境條件下的平衡吸濕量。（*）在加速吸濕條件下，試驗(yàn)件預(yù)吸濕達(dá)到平衡吸濕量（直接稱(chēng)量或隨爐件稱(chēng)量確定）。（+）對(duì)載荷譜和濕熱譜適當(dāng)組合，相互對(duì)應(yīng)。當(dāng)有高溫條件時(shí)，應(yīng)適當(dāng)補(bǔ)充吸濕量。由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)成本高，環(huán)境條件模擬非常昂貴，因此，一般采用元件、結(jié)構(gòu)件環(huán)境條件下試驗(yàn)，獲得有關(guān)結(jié)構(gòu)的結(jié)果，即“積木式”試驗(yàn)方案解決。
第四節(jié) ,壽命分散系數(shù)與載荷放大系數(shù)法
一、壽命分散系數(shù)
材料和結(jié)構(gòu)件的疲勞試驗(yàn)結(jié)果具有大的分散性。因此，根據(jù)實(shí)際結(jié)構(gòu)譜載疲勞試驗(yàn)結(jié)果所得到的個(gè)體（單個(gè)試驗(yàn)件）疲勞壽命 -，按可靠性要求，必須除以一個(gè)大
.
于 )的分散系數(shù)，才能得出具有較高存活率和置信度（ /基準(zhǔn)）的安全壽命 -0。這就是飛機(jī)結(jié)構(gòu)服役使用壽命確定的壽命分散系數(shù)法，見(jiàn)圖 + 1)* 1*。壽命分散系數(shù) 2，定義為
-634 5
-0式中： -6 ———單個(gè)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件譜載疲勞壽命； -0 ———具有高存活率，高置信度（ /基準(zhǔn)）的結(jié)構(gòu)件的安全壽命。金屬飛機(jī)結(jié)構(gòu)基本上采用壽命分散系數(shù)法進(jìn)行耐久性試驗(yàn)。按鋁合金 7—-曲 •")’•
 

圖  " "%載荷放大系數(shù)法原理圖
線(xiàn)， &’ (&)壽命區(qū)間，獲得 *基準(zhǔn)疲勞壽命對(duì)應(yīng)的壽命分散系數(shù)為 ’ ()。故，軍機(jī)壽命分散系數(shù)取為 ’ ()，民機(jī)一般取 ，即可得金屬飛機(jī)結(jié)構(gòu) *基準(zhǔn)壽命。壽命分散系數(shù)民機(jī)小于軍機(jī)是因?yàn)槊駲C(jī)的使用壽命約為軍機(jī)壽命的 &倍，若取相同壽命分散系數(shù)則試驗(yàn)工作量太大，難以實(shí)施。
而對(duì)復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)，由于復(fù)合材料層合板的 +—,曲線(xiàn)相當(dāng)平坦，疲勞數(shù)據(jù)分散性大。根據(jù)復(fù)合材料不同應(yīng)力比、載荷形式（常幅、譜載）、鋪層方式、試樣幾何形狀、環(huán)境等因素層合板疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，分析得出用一個(gè)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件進(jìn)行耐久性試驗(yàn)，欲得到 *基準(zhǔn)壽命，至少要進(jìn)行 -倍壽命的疲勞載荷試驗(yàn)。這實(shí)際上是難以實(shí)施的，必須采用新的技術(shù)途徑來(lái)解決這一難題。
二、載荷放大系數(shù)法
　
中國(guó)航空網(wǎng) m.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機(jī)檢測(cè)與維修實(shí)用手冊(cè) 2(53)