一种改进的复合材料T型接头失效模拟

通过自定义本构关系和破坏准则的单元，建立了复合材料T型接头有限元模型，并模拟了承受面外拉伸载荷时接头的裂纹扩展和失效过程。分析结果显示相比使用已有的粘接单元，自定义单元能够更准确的模拟接头填充区域的裂纹扩展和最终失效形式。     

用超声波方法进行结构的无损检测

主要介绍了在计算机上编辑产生超声波信号：利用电声、声电换能器（transducers）采用横波无损检测方法进行裂纹无损检测；简要介绍了利用压电陶瓷材料进行裂纹检测的工作。     

关于制造过程中飞机机体结构耐久性评估与监控技术的探讨

耐久性可以用来衡量飞机机体结构的固有品质。要保证交付服役的飞机机体结构拥有设计所预期的足够的耐久性，关键在于制造过程中结构细节耐久性评估与监控。如果能为驻厂军代表室和制造厂质量部门提供这一技术，就能大大提高飞机机体结构抗 疲劳开裂能力，服役中就能有效地控制飞机机体结构发生灾难性疲劳破坏，并可为实现在服役的头１０年内无需进行由于疲劳开裂和／或腐蚀损伤引发的修理奠定基础。着重探讨有关建立制造过程中收音     

运输类飞机典型货舱地板下部结构冲击吸能特性

为了研究运输类飞机货舱地板下部结构在冲击载荷作用下的吸能特性，选取三框两段典型货舱地板下部结构试验件开展落重冲击试验，即质量为478.5 kg的落重以3.95 m/s的速度垂直冲击倒置并固定在测力平台上的试验件，分析试验件失效模式及动态响应，同时建立有限元模型进行仿真与试验结果相关性分析及吸能特性研究。结果显示，在此种工况的冲击载荷作用下，中间支撑件发生由32框面向34框面方向的弯曲，并带动机身框发生同向弯曲和扭转，从而导致C型支撑件发生与中间支撑件相反方向的弯曲变形，并最终在机身框与C型支撑件的连接处形成两处塑性铰；紧固件失效以位于中间支撑件附近区域的长桁和剪切角片连接处的22个扁圆头铆钉发生剪切失效为主；试验初始加速度峰值和初始撞击力峰值分别为25.1g和173 kN。仿真与试验获得的结构变形模式吻合较好，仿真获得的最大压缩量与试验结果24.3 mm相差3.7%，仿真获得的压板上初始加速度峰值与试验结果25.1g相差4%。通过仿真分析发现机身框和中间支撑件是主要的吸能部件，吸能贡献分别占总吸能的32.1%和30.4%。     

带缝合复合材料力学性能试验研究

对缝合复合材料的性能测试方法及应变计尺寸的选取进行了研究，初步确定了适用于缝合复合材料力学性能测试的最小应变计尺寸，并且初步给出了缝合参数对复合材料基本力学性能的影响趋势，为今后进行纺织复合材料的研究提供了必要的技术储备。     

在役航空复合材料结构的无损检测技术

复合材料结构在飞机结构中的应用比例越来越高,应用量的增加带来了应用中损伤的增加.既要保证飞机的出勤率,又要保证飞机的飞行安全.     

飞机典型盒段结构静力破坏预估方法研究

为了避免飞机结构试验的灾难性破坏,在试验前要对试件的破坏载荷与部位进行预估。基于积木式虚拟试验验证思想,从小部件着手对结构破坏进行预估和试验仿真,以求对大试件的破坏预估提供方法和经验。通过工程半经验法和有限元屈曲分析这两种方法对一模拟直机翼盒段进行了破坏预估分析。     

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。     

声激励下无限大薄板中弯曲波的声辐射

利用结构声强技术,分析了声激励下无限大薄板结构中弯曲波的结构声强与辐射声强,并将利用声辐射法得到的平板结构传声损失与传统方法的计算结果进行了比较,讨论了输入功率与结构声功率、辐射声功率三者之间的关系。     

飞机着陆过程虚拟技术研究

以某支柱式起落架飞机为原型,在MSC．ADAMS／Aircraft平台上,建立了起落架及全机的虚拟样机模型,并对模型进行了落震仿真分析、全机着陆仿真分析,全机着陆仿真分析结果与落震仿真分析结果有着较好的一致性,为在ADAMS软件基础上更深入的进行飞机着陆过程虚拟技术研究奠定了基础。