双剪连接件及双耳连接耳片疲劳寿命估算的逐次累计求和算法

为了研究复杂连接件疲劳失效机理和估算其裂纹形成和扩展寿命,在双剪连接件和双耳连接耳片疲劳试验的基础上,首先,通过扫描电子显微镜（SEM）分析,研究了其破坏模式和机理,并利用断口定量反推技术判读了疲劳裂纹形成与扩展寿命。然后,根据应力严重系数法,建立了复杂连接件疲劳性能S-N-L（疲劳应力-寿命-应力严重系数）曲面;利用该曲面,发展了复杂连接件疲劳裂纹形成寿命估算算法;基于断裂力学理论,推导出裂纹扩展长度与扩展角度公式,建立了疲劳裂纹扩展寿命估算的累计求和算法。最后,运用寿命估算方法,估算了双剪连接件的疲劳裂纹形成寿命、双剪连接件和双耳连接耳片的裂纹扩展寿命,预测结果与断口判读结果吻合良好。本文寿命估算方法为复杂连接件疲劳定寿提供了理论依据。      

低速冲击复合材料层合板的机械修补参数研究

对于铺层材料为T300/双马树脂的复合材料层合板,研究了低速冲击损伤条件下机械修补的影响因素。考虑机械修补填充效应和装配干涉量、螺栓预紧力、界面摩擦力对修补强度的影响,针对低速冲击复合材料层合板的机械修补,建立了三维的有限元模型,有限元计算结果与实验结果吻合良好,从而机械修补模型是有效的。进一步有限元计算分析表明:1)金属填充装配的干涉量存在最优值;2)摩擦系数的增大可有效地提高修补结构压缩破坏强度;3)较大模量比修补结构的强度较小;4)存在最优的螺栓拧紧力矩,在此拧紧力矩下修补件的修补强度最高。     

混沌疲劳初探

引入非线性动力系统分叉与混沌研究方法,探讨疲劳损伤系统的性质突变.基于物理力学观点,提出了疲劳损伤微观系统模型,定性地分析、讨论了疲劳损伤系统的局部分叉(Hopf分叉)与全局分叉(混沌)机制,给出了系统产生局部分叉时的参数取值范围和产生混沌运动的门槛值.     

系统安全性分析与设计方法研究

简述了系统安全性分析与设计的发展现状,指出了其4个重要组成部分的内在逻辑关系;阐述了系统安全性设计的定性分析方法,提出了新的功能危害性分析(FHA)、故障模式和影响分析(FMEA)中对二次故障、多重故障及隐蔽故障的处理方法;建立了用于底事件定量分析的秩统计法,利用不完全寿命数据平均秩,导出了不完全寿命分布参数估计公式;建立了一整套更为合理、更为精确的系统安全性设计与分析技术.该技术已成功应用某机型襟翼操纵系统安全性设计与分析.     

稳态循环载荷下结构疲劳可靠性分析技术

本文针对承受高频小载的稳态循环疲劳载荷的结构具有长寿命这一特点，采用二维应力一强度干涉模型进行疲劳可靠性分析。给出了疲劳载荷统计处理研究结果，提出了由Ｐ－Ｓａ－Ｓｍ－Ｎ曲面确定疲劳强度分布函数的理论计算公式，并给出了二维应力－＝强度干涉模型的应用实例。     

飞机结构健康监控中的信息获取技术

简要概述了飞机结构健康监控系统的概念和作用法，包括lamb波、智能夹层、光纤Bragg光栅传感器、电位后展望了健康监控系统关键技术的发展。重点阐述和讨论了结构健康监控系统的技术原理和方声发射、天线传感器、机电阻抗、应变和应力等，最     

DELAMINATION FORMATION AND DELAMINATION PROPAGATION OF COMPOSITE LAMINATES UNDER COMPRESSIVE FATIGUE LOADING

Fatigue tests of the smooth composite laminates and the notched composite laminates under compressive cyclic loading have been carried out. The damage mechanism is discussed and analyzed. Damage evolution is monitored using stiffness decay. From these tests, it is found that the initial delamination occurs at the free boundary of smooth specimens, or the notch boundary of notched specimens, subjected to the compression-compression cyclic load. A point of view in relation to two-phases of compression fatigue delamination of composites is proposed, namely, compression-compression delamination consists of the delamination formation phase and the delamination propagation, and there is a “damage transition point” to separate this two-phases. Furthermore, an empirical modulus degradation formula and its parameters fitting method are presented. According to the test data handling results, it is shown that this formula is univocal and can fit the test data conveniently. In addition, two kinds of new anti-buckling devices are designed for these tests. At last, the E-N curves, the D-N curves and the S-N curve of the smooth carbon fiber reinforced composite laminates of T300/648C are determined to predict the fatigue life of the notched composite laminate. And the E-N curve of the notched specimens at the given load ratio R=10 and minimum load P_min=-0.45　kN is also measured to verify the estimated result of fatigue life.     

飞机舵机作动器局部应力与疲劳寿命分析

通过有限元分析软件ANSYS Workbench对飞机舵机作动器进行了力学分析建模,通过引入非线性接触设置模拟了作动器筒体的实际工作的接触效应,分析了结构在复杂工作状态下的局部应力分布,并且根据第四强度理论校核了结构的静强度设计;然后,在静力分析的基础上,根据第一强度理论确定结构的疲劳危险点,并结合名义应力法和线性累积损伤理论估算了结构在设计疲劳谱下的疲劳寿命。本文的分析流程可以给工程设计单位在处理类似复杂航空结构的静强度与安全寿命设计问题方面提供参考。     

航空铝合金材料腐蚀裂纹扩展性能试验

腐蚀环境下的裂纹扩展性能是航空金属结构损伤容限设计的重要前提,为此,试验测定了3种航空铝合金材料(即2E12-T3、2E12-T42和7050-T7451)在2种腐蚀环境(3.5wt%NaCl溶液和油箱积水)下的裂纹扩展性能,在试验数据的基础上进行性能对比,并对试样断口进行SEM分析,研究了腐蚀和载荷联合作用对裂纹扩展的影响机理,研究结果表明:油箱积水环境对航空铝合金材料裂纹扩展的影响比3.5wt%NaCl溶液严重,铝合金2E12-T3和2E12-T42的腐蚀裂纹扩展性能优于铝合金7050-T7451,腐蚀环境下的氢脆效应和阳极溶解机制是造成腐蚀裂纹扩展加速的主要原因。     

不完全疲劳寿命数据可靠性分析的秩统计方法及其应用

首先给出了不完全疲劳寿命数据和无失效寿命数据的平均秩估计量公式,然后导出了不完全疲劳寿命数分别遵循三参数Weibul分布和对数正态分布参数的等权估计公式与加权估计公式,最后给出了两个应用实例。