直升机垂尾大梁加强件开裂失效分析

摘要：

直升机垂尾大梁加强件在使用中提前开裂,通过失效分析,确定断裂性质为疲劳开裂.根据以往疲劳强度设计经验,将垂尾主承力结构作为机体一部分,以承受飞行状态改变和地-空-地循环形成的低周疲劳载荷为主.采用安全寿命分析方法计算得到垂尾大梁加强件在低周载荷作用下具有较高的疲劳寿命,这与实际使用中提前开裂情况不符.本文通过垂尾大梁加强件的实测载荷分析,采用全范围疲劳S-N曲线的安全寿命评估方法,确定疲劳开裂原因为高低周疲劳载荷共同作用产生的疲劳破坏.

在线出版日期：2018-10-31（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共2页

页码：35-36