主起落架外筒周向疲劳裂纹扩展计算方法研究

 基于平板表面裂纹应力强度因子的表达式及圆筒穿透裂纹的鼓胀系数,提出了支柱外筒周向表面裂纹的鼓胀系数反应力强度因子计算方法。还介绍了在工作环境中所用计算疲劳裂纹扩展公式。     

铝合金腐蚀损伤演化数学模型

 对LY12 CZ铝合金试验件进行了腐蚀实验，着重考虑了腐蚀时间和腐蚀温度这两个参数。从电化学微观角度考察了腐蚀损伤的发展，利用蒙特卡罗方法对腐蚀损伤演化的概率模型进行模拟计算，并讨论了不同预腐蚀温度和时间对腐蚀损伤的影响，建立了腐蚀损伤度演化全过程的数学模型。此损伤演化数学模型的模拟结果与实验结果符合较好，可以用此模型来预测不同腐蚀环境下的腐蚀损伤情况。     

NASA测控网请求空间链路扩展业务的接口说明

空间数据系统咨询委员会 (CCSDS)已经为几项空间链路扩展 (SLE)传输业务制定了建议 ,以便航天器的遥测遥控数据在负责为航天器提供通信的地面设施和测控 (TT&C)网之间进行标准的、可互操作的交换。欧空局 (ESA)和美国航空航天局 (NASA)喷气推进实验室 (JPL)的深空网 (DSN)已经实现了这些SLE传输业务。其它航天局正在尝试SLE业务 ,一些任务已经采用了SLE ,JPL已经把SLE作为在可预见的未来中任务设施和DSN之间的标准接口。NASA的空基网 (SN)、地基网 (GN)以及其他国家的航天局正在评估将SLE业务作为支持未来任务的标准…     

评定复合材料抗冲击和损伤性能的研究

长期以来，一直采用CAI(冲击后压缩强度)来评定复合材料抗冲击和损伤的能力，大量实验数据证实，它是个物理意义比较含混的力学量，不能正确指导材料研究和设计选材。研究表明，复合材料结构的抗冲击耐久性和含冲击损伤的损伤容限分别对应于材料体系的损伤阻抗和损伤容限，并可以分别用对应静压痕力～凹坑深度曲线拐点的压痕力Fknee,和凹坑深度～压缩破坏应变曲线门槛值CAIT(Compression failure strain After Impact Threshold)来表征。     

LY12CZ铝合金干涉螺接件微动损伤防护技术

 本文分析研究LY12CZ铝合金干涉螺接件的微动损伤防护技术。讨论了不同干涉量、表面处理技术、孔的加工方法及防护夹层对其微动损伤及疲劳寿命的影响。应用断口分析的方法研究了其微动损伤区的形貌、裂纹的起始部位及形式。提出了提高LY12CZ干涉螺接件疲劳寿命的方法。     

复杂载荷下疲劳寿命估算

 本文给出了LY12CZ铝合金板材的循环硬化规律;以材料在循环载荷作用下累积的塑性滞后能作为疲劳损伤准则,证明了应力控制等幅循环加载条件下损伤累积随循环次数变化的非线性,导出了材料瞬态塑性应变能的计算公式,算出了破坏发生时材料耗散的总塑性应变能,并给出了它与应力变程的关系。文中把疲劳损伤分为静拉伸损伤与循环损伤两部分,给出了损伤累积模型。以该模型为基础,计算了两级加载、4级加载和程序加载下光滑试件的疲劳寿命。计算结果与试验结果符合很好。     

复合材料飞机结构损伤容限和耐久性设计初探

虽然军机和民机规范对复合材料结构的损伤容限和耐久性均提出了要求,但迄今为止尚无成熟的设计方法可用。本文试图通过对国外经验的归纳总结,并结合自己的研究成果,提出一种切实可行的方法供参考。限于篇幅,本文仅就加筋结构蒙皮遇到的几个问题进行讨论。     

某直升机进口材料断裂性能测定技术

本文在总结传统疲劳裂纹扩展曲线的基础上,讨论了四参数全范围da/dN曲线公式。根据断裂性能测试标准,分别测试了直升机桨叶根部材料断裂韧性K1c,3个应力比下的裂纹扩展门槛值△Kth和裂纹扩展速率da/dN;再利用多元线性回归法对试验数据进行了曲线拟合,分别得到了断裂等寿命曲线和四参数全范围da/dN曲线公式。     

整体翼梁结构断裂特性分析方法与研究

研究飞机机翼中整体翼梁结构的断裂特性,采用有限元素法计算不同结构参数应力强度因子,根据最大拉应力原理确定裂纹扩展轨迹,分析不同结构参数在裂纹增长中对断裂特性的影响,给出可供飞机整体翼梁损伤容限设计参考的计算结果和结论.     

层合板准静态压痕损伤分析

对复合材料层合板进行了横向静态压痕试验,得到了载荷-位移曲线.依据曲线上的位移值,采用九节点壳单元、三维Tsai-Wu失效判和损伤层刚度折减方法,对准静态压痕损伤进行了计算,并与超声C扫描压痕损伤检测图像做了比较.结果表明,损伤仿真与实际损伤检测图一致性好.