SU151852A1 - Способ определени долговечности самолетных конструкций - Google Patents
Способ определени долговечности самолетных конструкцийInfo
- Publication number
- SU151852A1 SU151852A1 SU771894A SU771894A SU151852A1 SU 151852 A1 SU151852 A1 SU 151852A1 SU 771894 A SU771894 A SU 771894A SU 771894 A SU771894 A SU 771894A SU 151852 A1 SU151852 A1 SU 151852A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- durability
- aircraft
- determining
- aircraft structures
- samples
- Prior art date
Links
Landscapes
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Description
Известные способы определени долговечности самолетных конструкций с помощью .переходного коэффициента между налетом самолета в часах и количеством циклов повторно-статических нагружений св заны с разрушением элементов конструкций эксплуатируемого самолета либо с проведением повторно-статических нагружений в лабораторных услови х нескольких (до 5-6) новых самолетов и сопоставлением данных этих испытаний с результатами испытаний самолетов, находившихс длительное врем в эксплуатации. Указанные способы неэкономичны, применение их ограничиваетс услови ми безопасности полета и они не дают данных о долговечности конструкций в начальный период эксплуатации самолета.
Сущность изобретени заключаетс в том, что на одних и тех же местах самолетов, наход щихс в эксплуатации, и самолета, подвергнутого испытани м на повторные нагрузки, укрепл ют пластинчатые образцы. С помощью тензометрических датчиков вы вл ют напр жени , возникающ|Ие в этих образцах в реальных услови х полета и при лабораторном повторно-статическом нагружений. Сопоставлением данных по налету и количеству циклов нагружени до разрун ени группы идентичных образцов вычисл ют переходный коэффициент дл расчета долговечности (так называемый «эквивалент), характеризующий , какому количеству часов полета соответствует один цикл на гружени .
Пластинчатые образцы изготовл ют из листового дюралюмини , толщиной 1 мм. Форму и размеры образцов подбирают экспериментально с расчетом .получени в них такого уровн напр жений, при котором разрущение образцов, а следовательно, и получение данных, необходимых дл определени эквивалента, обеспечиваетс в начальны.; период KCiiJivстации са.молета.
jNjo 151852-2-
Концентратор напр жений создаетс U-образным надрезом краев рабочей части образца. Образцы приклепываютс к испытуемым элементам конструкций с предварительным нат жением. До постановки образцов на соответствующие элементы конструкции производ т измерение напр жений в этих элементах, с целью определени действующих в них напр жений и изыскани рациональной схемы расстановки образцов.
Описываемый, способ позвол ет использовать результаты испытаний самолетов па повторные нагрузки дл оценки их срока службы при эксплуатации и характеризуетс новизной и промыщленной полезностью .
Предмет изобретени
Способ определени долговечности самолетных конструкций, с применением тензодатчиков дл измерени напр жений, отличающийс тем, что, с целью ускоренного определени срока службы самолетных конструкций, к одним и тем же элементам самолетов, наход щихс в эксплуатации, и самолета, подвергнутого испытани м на повторные «агрузки, прикрепл ют пластинчатые образцы, с помощью тензодатчиков вы вл ют напр жени , возникающие в этих образцах в-реальных услови х полета и при лабораторном повторно-статическом нагружении, после чего путем сопоставлени данных по налету и количеству ЦИКЛОВ нагружени до разрушени группы идентичных образцов выч исл ют переходной коэффициент дл расчета долговечности конструкции, характеризующий, какому количеству часов полета соответствует один цикл нагружени .
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU771894A SU151852A1 (ru) | 1962-04-02 | 1962-04-02 | Способ определени долговечности самолетных конструкций |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU771894A SU151852A1 (ru) | 1962-04-02 | 1962-04-02 | Способ определени долговечности самолетных конструкций |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SU151852A1 true SU151852A1 (ru) | 1962-11-30 |
Family
ID=48306463
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU771894A SU151852A1 (ru) | 1962-04-02 | 1962-04-02 | Способ определени долговечности самолетных конструкций |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
SU (1) | SU151852A1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2455556C2 (ru) * | 2004-12-24 | 2012-07-10 | Эебас ЮКей Лимитид | Шарнирно-неподвижная опора (варианты), способ ее изготовления, способ измерения нагрузок, летательный аппарат и способы модернизации и оценки эксплуатационных характеристик летательного аппарата или его составляющей части |
-
1962
- 1962-04-02 SU SU771894A patent/SU151852A1/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2455556C2 (ru) * | 2004-12-24 | 2012-07-10 | Эебас ЮКей Лимитид | Шарнирно-неподвижная опора (варианты), способ ее изготовления, способ измерения нагрузок, летательный аппарат и способы модернизации и оценки эксплуатационных характеристик летательного аппарата или его составляющей части |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Lam et al. | The effect of residual stress and its redistribution of fatigue crack growth | |
RU2687228C1 (ru) | Способ оценки усталостной повреждаемости металлических элементов конструкций самолетов при лётных испытаниях на основе расширенной модифицированной кривой усталости | |
Swift | The application of fracture mechanics in the development of the DC-10 fuselage(analysis of the degree of damage tolerance of fuselage pressure shell) | |
SU151852A1 (ru) | Способ определени долговечности самолетных конструкций | |
Slepetz et al. | In-plane shear test for composite materials | |
US3286513A (en) | Concrete probe | |
CN205941210U (zh) | 一种混凝土静力受压弹性模量测定仪 | |
Day et al. | Creep-fatigue interaction in alloy IN 738 LC | |
SU956969A1 (ru) | Тензометр дл измерени продольной и поперечной деформации | |
Brandt | Nine–gauges device for strain measurements inside concrete | |
SU1693404A1 (ru) | Способ определени остаточных напр жений | |
Voisey et al. | Elastic properties of eggshells | |
SU454451A1 (ru) | Прибор дл ударных испытаний полимерных материалов | |
SU918816A1 (ru) | Способ определени усталостной долговечности конструкции | |
RU169688U1 (ru) | Измерительная панель локального ледового давления для модельных испытаний в ледовом бассейне | |
ROSENFELD et al. | Evaluation of the-S/N- fatigue life gage under constant and variable amplitude loading(Evaluation of airframe fatigue life gage under constant and variable amplitude loading)[Final Report] | |
FRIEDRICH | Determining stability derivations from flight test results with aid of regression analysis(Application of regression analysis to determine stability derivative for vertical takeoff aircraft) | |
SU920443A1 (ru) | Способ оценки сопротивлени композиционного материала распространению трещины | |
SU732729A1 (ru) | Способ регистрации истории нагружени конструкции,подверженной при эксплуатации случайным нагружени м | |
Sobolev et al. | Method of recording the deformation diagram in thermal-fatigue tests | |
Aleksandrov et al. | Calculation of errors in strain-gauge measurements | |
SU1481628A1 (ru) | Способ определени усталостного повреждени при ускоренных испытани х натурной металлоконструкции на живучесть | |
Abraham | Analytical and experimental fatigue program for the Kfir main and nose landing gears | |
SU101408A1 (ru) | Способ определени растрескивани резины | |
PEEL | An analysis of a test fatigue failure by fractography and fracture mechanics(analysis of engine impeller failure during fatigue substantiation tests) |