Cải Tiến Thiết Kế Khung Máy Bay Trực Thăng Với Tuyến Tính Số Và Đặc Điểm Nứt

Springer Science and Business Media LLC - Tập 22 - Trang 1313-1320 - 2021
Mantae Kim1, Hyunseung Ryu2, Taekyung Kim3, Younggoo Kim4, Jaehyeok Doh2, Sanghoon Kim5
1Ceramic Fiber and Composite Center, Korea Institute of Ceramic Engineering and Technology, Jinju, Republic of Korea
2School of Mechanical Engineering, Gyeongsang National University, Jinju, Republic of Korea
3Departments of Systems Engineering, University of Texas at Dallas, Richardson, USA
4Rotary-Wing Structural Design Team, Korea Aerospace Industries, Sacheon, Republic of Korea
5School of Mechanical Design Engineering, Chonnam National University, Yeosu, Republic of Korea

Tóm tắt

Nghiên cứu hiện tại đánh giá và điều tra thiết kế mệt mỏi và tuổi thọ mệt mỏi khi sự phát triển nứt xảy ra quanh bu lông của khung chính (CTR) của thân máy bay trực thăng được thiết kế dựa trên phương pháp an toàn theo thời gian thông thường. Để thực hiện công việc này, dữ liệu độ biến tĩnh và động đã được thu thập theo điều kiện bay và điều kiện gắn kết giữa khung chính và fitting ray (kẹp). Hơn nữa, tuổi thọ mệt mỏi của khung chính của máy bay trực thăng đã bị ước lượng quá cao vì phương trình ứng suất thông thường, để tạo ra phổ ứng suất theo các điều kiện thao tác. Để cải thiện phương trình ứng suất hiện có, phương trình ứng suất được sửa đổi đã được đề xuất bằng cách xem xét tất cả các thành phần lực được truyền từ hệ thống rotor hoạt động. Dựa trên phương trình này, bằng cách sử dụng phương trình Goodman sửa đổi và quy tắc của Miner, tuổi thọ mệt mỏi của khung chính của thân CTR được tính toán bằng biểu đồ S–N. Sau đó, tuổi thọ mệt mỏi dự đoán bằng cách xem xét đồng thời hư hại do mệt mỏi chu kỳ thấp và mệt mỏi chu kỳ cao theo các điều kiện bay khác nhau đã được so sánh với tuổi thọ thực tế của sự xuất hiện nứt. Kết quả cho thấy rằng tuổi thọ mệt mỏi dự đoán (655 FHrs) tương ứng với tuổi thọ thực tế (656,7 FHrs) của sự xuất hiện nứt khi sử dụng phương trình ứng suất sửa đổi.

Từ khóa

#cải tiến thiết kế #máy bay trực thăng #mệt mỏi #tuổi thọ mệt mỏi #phương trình ứng suất #nứt

Tài liệu tham khảo

Hwang DY (1995) Damage tolerance design and prediction of fatigue life in aircraft structure. KSME Int J 35:468–480 Lazzeri RA (2002) Comparison between safe life damage tolerance and probabilistic approaches to aircraft structure fatigue design. Aerotecnica Missili e Sapazio 81 Wanhill RJH (2017) Fatigue requirements for aircraft structures. Aerospace materials and material technologies. Springer, Singapore, pp 331–352 Handbook ERD (2003) Military handbook. MIL-HDBK-5H: metallic materials and elements for aerospace vehicle structures (Knovel interactive edition). US Department of Defense, pp 6–55 Standard M 1530C (MIL-STD-1530C) Aircraft Structural Integrity Program (ASIP) FAR, Federal Aviation Regulation (2012) “29.571.” Fatigue Evaluation of Structure, Amendment, vol 29. p 28. https://www.federalregister.gov/documents/2011/12/02/2011-30941/fatigue-tolerance-evaluation-of-metallic-structures Molent L, Barter SA (2007) A comparison of crack growth behaviour in several full-scale airframe fatigue tests. Int J Fatigue 29(6):1090–1099 Kim SJ, Sin JU, Baek SG (2008) Introduction to aircraft structural analysis procedure. Comput Struct Eng 21(3):7 Liu J, Xu HL, Zhai HB, Yue ZF (2010) Effect of detail design on fatigue performance of fastener hole. Mater Des 31(2):976–980 Ellis RM, Gross P, Yates JB, Casement JR, Chichester RH, Nesmith K (2018) F-35 structural design, development and verification. In: 2018 Aviation technology, integration, and operations conference, p 3515 Lazzeri L, Mariani U (2009) Application of damage tolerance principles to the design of helicopters. Int J Fatigue 31(6):1039–1045 Dilger R, Hickethier H, Greenhalgh MD (2009) Eurofighter a safe life aircraft in the age of damage tolerance. Int J Fatigue 31(6):1017–1023 Chetan BS, Narayana Swamy G, Girish KE (2015) Fatigue life estimation of rear fuselage sructure of an aircraft. Int J Res Eng Technol 4(7):1–8 Dowling NE (2004) Mean stress effects in stress-life and strain-life fatigue (No. 2004-01-2227). SAE Technical Paper Maksimović S (2005) Fatigue life analysis of aircraft structural components. Sci Tech Rev 55(1):15–22 Scigliano R, Carandente V, Favaloro N, Cardone S, Steelant J (2015) Thermo-structural design of the HEXAFLY-INT experimental flight test vehicle (EFTV). In: International Mechanical Engineering Congress and Exposition, vol 57342. American Society of Mechanical Engineers, p V001T01A029 Federal Aviation Administration (2012) AC 23-13A Fatigue, Fail-safe, and damage tolerance evaluation of metallic structure for normal, utility, acrobatic, and commuter category airplanes. Washington, DC, September 2012. https://www.federalregister.gov/documents/2011/12/02/2011-30941/fatigue-tolerance-evaluation-of-metallic-structures
Thông tin
Thông tin xuất bản

Springer Science and Business Media LLC

Tập 22

1313-1320

Thông tin tác giả