对我国以往常用前起落架载荷谱存在问题的探索

 通过对轰六前起落架主、辅减摆器使用载荷谱的实测、疲劳试验实施方法和试验结果的介绍与分析,初步探索了我国以往常用前起落架载荷谱中存在的问题以及疲劳试验结果与前起落架外场实际破坏不符的原因。并对今后编制前起落架载荷谱和确定前起落架疲劳试验加载方法提出了改进意见。     

建立在DFR概念基础上的一种新的民机薄壁结构耐久性分析方法

提出了一种建立在DFR概念基础上的新的民机薄壁结构耐久性分析方法，并通过开孔试件常幅载荷和谱载荷下的疲劳试验证明了该方法是简单和可行的。     

飞机结构关键件设计改进后的疲劳寿命评定技术

 结合某型飞机重要疲劳关键件起落架梁设计改进后的寿命评定，建立了在不进行全尺寸试验的情况下，对设计改进结构进行寿命评定的方法。即在结构改进前后关键疲劳薄弱部位细节应力分析的基础上，通过该疲劳关键部位的模拟试件在改进前后应力谱下的寿命分析和疲劳对比试验，综合评定结构改进后的寿命增加系数，参照改进前该结构的全尺寸疲劳试验结果，确定设计改进后该关键件的疲劳寿命。用上述方法完成了对某型飞机重要疲劳关键件起落架梁改进后的寿命评定，其结果也应用到了该型飞机结构的定延寿。     

典型起落架的通用载荷谱分析及传载计算

为了对典型结构前起落架的一般受载、传载等情况进行研究,首先按照飞机地面操纵的不同阶段,分析起落架相应的多种工况,给出起落架载荷谱的分解模型及计算方法;然后建立通用前起落架的力学模型和载荷传递的数学模型,根据载荷谱上选取的受载严酷的工况点并结合一组具体可行的飞机参数,通过解析方法求解前起落架传力模型的节点载荷;最后通过载荷谱与传载数学模型相结合的方法,求解出起落架主承载点的极限载荷,该极限载荷可作为后期疲劳寿命评估的数据基础。本文的研究方法可为起落架的载荷谱求解、起落架承载性能分析等提供理论依据。     

民机全机疲劳试验综合加速技术研究与验证

民机全机疲劳试验关系到适航取证和服役使用，为缩短疲劳试验时间，从载荷谱简化和试验过程提速两方面进行综合性加速技术研究。对细节疲劳额定值(DFR)法改进使之适用于全寿命区间后，基于改进DFR法提出了以损伤比为判断标准的载荷谱等损伤折算方法，通过小试验件验证了载荷谱简化方法的正确性，并将其应用于全机疲劳试验。载荷谱简化后各任务段的总循环次数大幅减少，采用简化谱的后机身试验损伤结果与原谱全机试验基本相同，说明了该方法适用于全机试验。在试验设计和实施阶段，提出了快速载荷处理的载荷整体平衡优化方法和缩短每循环加载时长的分段等速率加载优化方法，载荷处理结果误差均满足设计要求，优化后的平均每日起落数由48提高到90。     

小鹰-500飞机疲劳验证试验载荷谱工程修正方法

针对小鹰-500飞机全尺寸疲劳验证试验中出现的左右机翼前辅助接头及与机身连接区不同程度的疲劳裂纹问题,分析了裂纹产生的原因,采用飞机疲劳载荷的工程算法,对小鹰-500飞机疲劳载荷谱中的部分载荷进行了修正,使用修正后的载荷谱完成了疲劳适航验证试验,该方法为国内通用飞机的疲劳设计、试验和适航取证工作做了探索,为后续型号试验积累了经验。     

先进舰载战斗机强度设计技术发展与实践

舰载战斗机是航空母舰上的主要武器,为满足舰面起飞、着舰和停放等要求,舰载机需围绕起落架系统、拦阻钩系统和翼面折叠系统等"特征结构"进行设计。先进舰载战斗机着舰冲击能量是陆基飞机的6倍以上、拦阻带来的水平载荷超过陆基飞机的15倍,因此特征结构的高载荷对强度设计提出了更高的要求。围绕舰载机"特征结构"及"特征载荷",开展了主要的设计工作,包括："特征载荷"计算,即起落架载荷、拦阻载荷和折叠载荷计算;"特征结构"的强度设计及试验验证,包括起落架系统、拦阻系统、翼面折叠系统的动力学仿真计算、静/疲强度分析、折叠翼面的非线性颤振分析以及综合试验验证;"特征载荷"对其他机体结构强度的影响分析,包括着舰载荷对起落架支撑结构强度的影响、拦阻载荷对后机身支撑结构强度的影响、拦阻着舰的全机动力学响应以及着舰载荷与拦阻载荷的共同作用对全机结构强度的影响;体现舰载机"特征结构"强度特点的试验验证方法等。上述研究成果已成功应用于先进舰载战斗机设计中。     

机身与起落架连接接头疲劳强度分析方法研究

为了对机身与起落架连接接头进行疲劳强度分析,在建立其细节有限元模型时,采用在接头筋条边缘和开口边缘引入"虚元",进行多工况细节应力分析的方法,提取"虚元"应力,进行组谱分析及雨流计数处理,进而确定接头不同部位地-空-地最大应力及其对应的载荷状态,给出一种接头危险载荷状态以及危险部位应力谱的确定方法;在此基础上,使用DFR法进行疲劳分析;采用Nasgro方程对疲劳最薄弱部位进行损伤容限分析,给出检查间隔。文中针对主接头结构形成的一套分析流程可以推广到其他复杂接头疲劳强度评估中。     

C-T曲线通用性分析和试验研究

提出了疲劳寿命预腐蚀影响系数曲线(C-T曲线)通用性分析的C值直接对比法和C-T曲线参数统计对比法,并进行相关试验研究,得到了C-T曲线和载荷谱、应力水平以及裂纹尺寸基本无关的结论。C-T曲线是进行腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定和分析的基础,为验证分析C-T曲线和载荷谱、应力水平以及裂纹尺寸的相关性,从C的定义和分布规律出发,提出了C值直接对比法和C-T曲线参数统计对比法,近似谱、不同恒幅应力水平以及不同指定裂纹尺寸下的预腐蚀疲劳寿命数据均表明了C-T曲线基本具有通用性;并进行了某型飞机结构主梁模拟试件在随机谱及恒幅谱下的预腐蚀疲劳试验,试验结果同样验证了上述结论,从而说明了C-T曲线的通用性。     

飞机起落架结构模糊疲劳可靠性分析

应用模糊数学方法对常规疲劳可靠性分析方法无法处理的模11?性不确定性问题进行描述,以某型飞机前起落架为例,根据起落架的试验载荷谱进行疲劳损伤分析.在此基础上,建立了基于Miner线性疲劳累积损伤及模糊数学理论的"累积损伤一临界损伤"动态于涉模型,定量分析起落架可靠性随疲劳寿命的变化规律.     

有起落架布置的翼身整体结构机翼载荷测量技术

针对传统的载荷校准约束方法影响有起落架布置的翼身整体结构机翼根剖面载荷测量的问题,提出了一种适用于该结构形式的机翼载荷实测方法。首先,分析地面载荷校准时主起落架载荷变化对机翼根部测载剖面应变电桥响应的影响,提出了一种主动约束方法来模拟空中飞机机翼真实受载状态。其次,采用主动约束和传统的起落架约束方法进行机翼载荷校准对比试验,通过对试验数据进行分析,分别建立了2种约束方法的飞行载荷方程,表面上2种方法的地面检验误差均在3%以内,满足一般的工程误差要求。最后,选取对称拉起机动试飞状态,对2种约束方法的机翼飞行载荷测量结果进行分析研究,验证了有起落架布置的翼身整体结构机翼载荷测量方法的有效性,并给出了传统的起落架约束方法载荷测量误差大的原因。     

直升机主起落架疲劳试验技术研究

以直升机主起落架疲劳试验为对象，对试验内容、试验方法、试验实施及试验结果进行分析。通过试验验证确定了起落架的疲劳危险区域，并为优化零件结构提供了依据。     

腐蚀环境下材料的疲劳缺口系数

采用当量加速环境谱对LY12CZ铝合金材料进行了不同年限的加速腐蚀试验,并对腐蚀后的试件进行疲劳试验,根据试验数据,对不同腐蚀年限下试件的疲劳缺口系数Kf和DFR值进行了计算,并研究了其随腐蚀年限变化的规律。     

疲劳开裂结构等效分析谱构造方法

为了解决外场疲劳裂纹排故中结构疲劳载荷谱数据不全或过于复杂的问题,提出了一种适用于飞机外场疲劳开裂结构的等效分析谱构造方法。该方法以细节疲劳额定值(DFR)法和结构细节有限元分析为基础,构建地—空—地最大应力与结构疲劳寿命的变化曲线,进而通过寿命反推,获取适用的地—空—地损伤比,以此构建等效分析谱,谱型为等幅谱。通过应用实例,将该方法构造的载荷谱与实测谱进行了对比,确认了该方法的正确性和有效性。     

直升机关键件疲劳设计探讨

本文结合工程实例对直升机关键件疲劳设计和试验验证中的几个问题进行了探讨和分析。提出了几个观点:对承受高周疲劳载荷为主的直升机关键件,宜采用疲劳极限和疲劳寿命共同作为疲劳设计目标参数;疲劳寿命对疲劳极限、载荷谱相当敏感的T-、A-等破坏模式的疲劳设计应采用无限寿命设计方法;多疲劳源、多破坏模式复杂结构疲劳设计时须给予额外设计裕度;多疲劳源、多破坏模式复杂结构疲劳试验须充分利用试件同时考核多个危险部位,获得各危险部位准确的疲劳性能。     

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。     

基于DFR法的螺栓连接件疲劳性能研究

针对螺栓连接件在服役过程中易产生疲劳损伤的问题,采用有限元模拟、理论分析和试验测试相结合的方法探究试验件厚度以及螺栓连接间隙对构件疲劳性能的影响规律。有限元模拟结果表明,由于构件几何形状的不连续性以及螺栓连接间隙的存在使得连接件中的铝合金板孔边产生较为明显的应力集中现象,在循环载荷作用下易在该处萌生疲劳裂纹导致构件的损伤失效,而施加螺栓预紧力可以通过摩擦传载改善孔边的受力情况。在静力分析的基础上,采用有传载紧固件双剪接头结构细节疲劳额定值（DFR）理论计算方法估算不同类型试验件的DFR值。理论估算结果与通过双点法确定的试验件DFR值基本吻合,相对差异在10%以内,可以验证该理论方法有较好的工程适用性。分析结果表明,试验件的连接间隙会影响螺栓的受载情况,在拉伸过程中先发生接触的螺栓处有较大的应力集中,最终导致连接件的疲劳失效;当试验件的厚度增加,铝合金板所承受的附加弯矩增大,会影响孔边的应力分布,在一定程度上降低试验件的疲劳性能。试验件厚度和连接间隙对试验件疲劳性能的影响可通过应力集中系数来综合体现,试验件DFR值近似随应力集中系数呈线性降低。本工作的研究成果可为螺栓连接件疲劳性能研究提供参考。     

钛合金58框前期疲劳试验的当量载荷处理方法

全尺寸钛合金第 58框疲劳试验系大规模复杂试验,需要简单模拟试件的预备试验来发现全尺寸疲劳试验中可能出现的问题。由全尺寸框向模拟试件简化过程中,遇到复合载荷工况,而这种复合载荷不适合在疲劳机上进行加速试验。提出了一种满足疲劳寿命等效要求的当量载荷处理方法,并得到试验验证。     

飞机结构强度试验应急载荷限定系统

多轮多支柱起落架飞机主起落架数量较多，试验机及试验设备重量大。试验应急卸载时，试验件和设备重量、以及加载过程中试验件变形所聚集能量快速释放的不协调性易对支持点结构产生较大冲击载荷，且该载荷不可控，影响试验的考核，存在安全隐患。针对多轮多支柱起落架飞机的强度试验要求，设计一种载荷限定系统。在应急卸载或者试验停试情况下，能够为非支持点起落架输出设定载荷，保证应急瞬间所产生的所有载荷按要求分配到所有起落架上，从而防止支持点起落架超载；试验过程中，能够对非支持点起落架施加试验主动载荷。利用仿真软件验证了系统原理的可行性。依据原理设计载荷限定系统，对其结构和工作性能进行应用验证，并在某型飞机全机疲劳试验中进行应用调试，结果表明，该系统完全能够满足试验要求。     

大型无人机主结构耐久性试验加载技术

为验证某大型无人机主结构的疲劳寿命是否满足设计指标要求，探寻主结构的疲劳薄弱部位，为结构设计改进及制造工艺改进提供试验依据，进行全尺寸主结构耐久性试验。针对该型号无人机先进布局设计及结构设计所带来的试验机约束、载荷优化、载荷谱编制、精确加载等试验加载方面的难点，进行相关试验加载技术的对比与分析以及新技术的系列验证，由此提出大型无人机主结构耐久性试验的多功能支持夹具设计、无人机机体结构载荷优化、综合载荷与扣重的载荷谱协调编制、新型拉压垫弹性体应用、作动筒专用扣重装置设计等新的技术。经过该试验机半倍疲劳寿命的阶段性试验验证，可以表明各项技术合理可行，稳定可靠，确保了试验正常运行。