小径螺栓孔磁粉探伤—橡胶铸型法

本文介绍了ＭＴ－ＲＣ法在航空产品疲劳定寿命试验中的应用。该方法对小直径螺栓孔内的细小裂纹具有较高的检测灵敏度和可靠性，对疲劳裂纹的扩展趋势有较好的跟踪性和预测履，并便于保存检测。     

FORS——一种新型检测裂纹方法

FORS(光导纤维裂纹检测法)是由西德MBB公司研制发展的一种新型检测裂纹的方法,可以用来检测重要零部件的裂纹及裂纹扩展情况,这个方法操作简单,效果良好,而且可以广泛应用。方法实质是把经过特殊处理的光导纤维粘附在零部件的表面,在存在裂纹处     

俄国Al—Mg—Li系1420合金的焊接裂纹和气孔

论述了Ａｌ－Ｍｇ－Ｌｉ系１４２０合金焊接时的主要缺陷（裂纹和气孔）的形成机理，针对这两种缺陷提出了减少和消除裂纹和气孔的有效方法。     

WP—5发动机涡轮叶片裂纹分析

本文通过对ＷＰ－５发动机涡轮叶片裂纹产生原因的分析，找出了避免该类质量故障的有效方法，对叶片加工具有指导价值。     

铸造Ti-6Al—4V合金疲劳裂纹扩展规律研究

试验分别测定了铸造Ti-6Al-4V合金CCT试样及CT试样的等幅疲劳裂纹扩展速率和疲劳裂纹扩展门槛值。结果表明，同一类试样的疲劳裂纹扩展门槛值随着应力比的提高呈下降趋势，同时研究了不同应力比及不同应力水平下，疲劳裂纹扩展速率的变化规律，探讨了paris方程和Walker方程中再参数的相关性。     

新型近β钛合金Ti—5Al—2Sn—4Zr—3Cr—3Mo

近年来，在喷气发动机中，风扇及压气机盘采用了以断裂力学为基础的安全设计，不仅要求材料有高的疲劳强度及断裂韧性，还很重视疲劳裂纹的扩展速率。为此，日本学者研制出一种新型近β钛合金Ｔｉ－５Ａｌ－２Ｓｎ－４Ｚｒ－３Ｃｒ－３Ｍｏ。该合金通过热处理还可以得到比广泛应用的Ｔｉ－６Ａｌ－４Ｖ更好的综合性能。     

带装药裂纹发动机内流场数值研究

在N－S方程基础上，考虑网格移动，建立了适用于固体火箭发动机内流场的湍流控制方程组，并对带装药裂纹的固体的火箭发动机内流场进行了数值模拟，分析了推进剂中裂纹深度，宽度、位置、角度等多种因素对发动机内流场的影响，计算结果表明：（1）裂纹出口处流速高，大于主通道流速，在裂纹出口附近存在回流区；（2）当裂纹紧靠发动机前封头时，裂纹出口附近回流强度减弱，裂纹对发动机内的流动影响较小；（3）当裂纹深度与裂纹宽度比大于240时，裂纹内压强急剧升高，对发动机装药结构完整性具有重要影响。     

裂纹对叶片固有频率影响的分析

给出了一种两条横向裂纹对叶片弯曲固有频率影响效果的分析方法。考虑的两种裂纹为周期载荷作用下产生的双面裂纹和脉冲载荷作用下产生的单面裂纹。分析中假设裂纹为沿叶宽等深度扩展的开口裂纹，同时将叶片看成无扭曲的短形等截面悬臂梁。结果表明，单纯选用固有频率识别裂纹参数，会过低估计裂纹严重程度；在可考察的裂纹深度范围内，单面和双面裂纹对固有频率的影响效果不显著。     

一种多部位损伤全寿命分析的工程方法

提出了一种多部位损伤全寿命分析的工程方法，该方法包含3部分内容。对多裂纹萌生问题，通过研究多细节结构中裂纹萌生机理，将裂纹萌生寿命的取值事件转化为3个独立事件的积事件，前者的发生概率等于3个独立事件发生概率的乘积，3个独立事件的发生概率可由单细节结构裂纹萌生寿命的概率分布求得。从而可由单细节结构裂纹萌生寿命概率分布得到多细节结构中依次出现的各条裂纹的萌生寿命的概率分布。对多裂纹扩展问题，先通过有限元方法计算出多裂纹指定长度组合下的应力强度因子，然后引入响应面法，定量地建立了裂纹长度与应力强度因子之间的函数关系，由响应面模型得到多裂纹任意长度组合下的应力强度因子，最后采用循环接循环法进行裂纹扩展分析。对多裂纹结构失效分析，采用亚临界条件判断结构是否失效，认为结构上萌生的首条裂纹与第2条裂纹的位置相邻，裂纹发生首次连通时，结构失效。进行了单细节带孔板与多细节带孔板的裂纹萌生扩展试验，并对多细节带孔板的裂纹萌生扩展寿命和首次裂纹连通寿命进行了预测。预测结果和试验结果吻合良好，表明该方法是有效的。     

YB—3座舱盖玻璃开裂失效分析

介绍飞机座舱盖玻璃开裂失效的特征，通过对设计、制造工艺及使用情况的调查，应力测定和模拟试验，查明了由于受应力、温度及介质等环境条件的作用，降低了ＹＢ－３材料抗裂纹失效能力，因此在应力集中部位产生开裂。本文提出了改进措施。