起落架结构典型细节耐久性分析方法

阐述了军、民用飞机起落架结构典型细节耐久性分析方法。与以前常规分析方法不同的是,用本方法可以给出带95％可靠度、95％置信度的典型细节可靠性寿命。 该方法的关键在于如何确定细节的疲劳额定值PLE,为了开拓此方法,本文根据波音手册如何确定疲劳额定值的原则,用全尺寸起落架疲劳试验的数据结合疲劳最危险情况载荷谱当量一级化处理及试验可靠性处理等手段,给出要分析的主要构件典型细节的PLE值,从而解决了问题的关键。 经过理论推导,给出了军、民机起落架都适用的标准S—N曲线方程,只要代入各自的参数就可直接进行计算,非常方便。 本方法一个十分明显的优点就是工程性特别强,实用可靠。     

环境对有/无防护涂层结构疲劳性能的影响

 以试验研究为基础,用两种型式的试验件试验来研究飞机结构防护涂层在典型气候和人工加速环境条件下的疲劳性能的影响,并采用结构细节疲劳额定值（DFR）方法给出在环境条件下有/无防护涂层试件的疲劳强度修正系数。由试验结果分析得到下述结论：经大气暴露的涂层试件比未经大气暴露试验的DFR值要下降11%～21%.双涂层试件比单涂层试件在相同暴露试验条件下DFR值要高。     

民用飞机机身蒙皮对接结构疲劳分析及试验

在对细节疲劳额定值(DFR)方法深入研究的基础上,对 MA700飞机机身蒙皮典型对接结构进行了疲劳寿命分析,确定了该结构的载荷传递及一系列修正系数,得到了结构疲劳寿命分析结果.     

高锁螺栓孔进R区的对接结构疲劳试验研究

在民用飞机生产过程中,存在紧固件孔进入对接结构R 区但换新超差结构较为困难的情形,对该类问题在R 区加弧形垫后,由于应力集中系数的变化及非标准连接,结构的疲劳品质会受到影响。本文通过疲劳试验研究对接结构高锁螺栓孔进R 区（平行载荷方向）加弧形垫对结构细节疲劳额定值的影响;在试验件设计时通过有限元法分析部分参数对结构应力集中的影响,根据有限元分析结论进行三组疲劳试验以得到相应的细节疲劳额定值修正系数,对试验结果与工程算法结果进行比较。结果表明：高锁螺栓孔进R 区的超差程度优于高锁螺栓HST12AG6 的孔进R 区1.0 mm,对接结构细节疲劳额定值下降在10% 以内;试验对照组的试验件破坏形式与参照组完全吻合,细节疲劳额定值差异在合理的范围内。     

复合载荷作用下开孔细节疲劳额定值的解析确定

给出了一种在单向拉伸应力作用下的开孔细节疲劳额定值已知的情况下确定复合载荷作用下开孔细节疲劳额定值的解析方法，并且给出了相关的分析数据和曲线，以便工程应用。     

飞机结构声疲劳分析与抗声疲劳设计

本文应用一种快速分析方法计算了多种飞机典型结构件。用不同结构形状的结构响应频率确定声谱和声疲劳累积损伤率。用一种DSR(细节声额定值)系统确定声疲劳品质。文章最后叙述了飞机结构的抗声疲劳设计。     

基于细节有限元的机身窗周开口区疲劳强度分析

建立窗周开口区局部细节有限元模型,将其嵌入全机总体有限元模型,使用Nastran进行细节应力分析,给出一种钉孔区名义应力确定方法,获得疲劳分析所需的参考应力、钉载;将全机总体有限元模型中窗框单元应力谱,与局部细化后窗周开口区域疲劳薄弱部位应力分析结果相结合,来确定各疲劳薄弱部位所需应力谱;在此基础上,使用细节疲劳额定值法进行裂纹萌生寿命分析,确定疲劳最薄弱部位;采用Nasgro方程对疲劳最薄弱部位进行裂纹扩展寿命分析。文中基于细节有限元模型确定分析部位应力谱的方法及形成的一套分析流程可以推广到其他开口类结构疲劳强度评估中。     

LY12CZ元件的静力和疲劳特性统计分布特征

 本文简单地介绍了可靠性数据处理时常用的正态分布和威布尔分布以及考虑结构疲劳危险细节数影响的构件额定值系数R_0。通过100多个试件的静力和疲劳试验,分析计算出铝合金LY_(12)CZ的静力和疲劳寿命统计参量值,验证了R_0系数计算方法的正确性,同时给出了标准差随试件数变化的规律。其结果可供飞机结构耐久性和损伤容限设计及可靠性设计时参考使用。     

结构破坏危险率与使用寿命的关系

在结构疲劳寿命服从双参数Ｗｅｉｂｕｌ分布假设的基础上,通过结构细节疲劳额定值的概念给出了结构破坏危险率与使用寿命的关系式,并通过实例计算得出了破坏危险率－寿命曲线。     

飞机典型结构件加速环境试验研究

以试验研究为基础，对飞机典型结构在人工加速环境条件下的疲劳性能进行研究，并采用结构细节疲劳额定值(DFR)方法对环境条件下的疲劳试验数据进行了处理。