含孔边裂纹各向异性有限板的二维问题

应用边界元法，并结合一种特殊的复变函数基本解，研究了含孔边裂纹的各向异性有限板的应力强度因子修正系数的计算。这种特解边界元法避免了在裂纹附近划分单元，可以获得较好的数值计算精度。通过算例分析，结果表明本方法精度高，运算量小，具有一定的工程应用价值。     

航空关键动部件的开裂分析及检测应用

针对航空关键动部件生产制造及验收试验中出现的提前失效问题，采用多种疲劳失效分析方法和工具，进行了疲劳试 验出现失效的原因分析，从宏观和微观分析、金相分析、能谱分析及疲劳试验过程中的应力分析等方面对产生的缺陷进行了系统 研究。了解了其疲劳开裂的原因，并对缺陷性质及零件制造工艺过程进行分析。结果表明：应力集中区是最容易出现开裂的位 置，也是检测的关键部位，要进一步加强在制件及在役件的表面缺陷的检测，细化其检测实施方式及关键控制点，是保证动部件试 验质量的关键。通过加强受力部位的无损检测，为及早发现和及时处理潜在的缺陷提供重要依据，从而降低关键动部件的试验失 败的风险，提高产品试验质量及使用寿命，有助于其它机型更好地改进检测的设计要求及应用，为其提供了重要的依据和研究方向。     

基于有限元法的飞机蒙皮划痕线损伤分析

在飞机制造或维修过程中,可能会因为施工不当,在增压机身蒙皮上留下一些划痕线.本文介绍了划痕线的产生及由此导致的疲劳裂纹损伤情况.在弹性范围内,应用有限元软件计算了不同深度划痕线结构的应力集中分布,确定了疲劳裂纹可能的形成位置.分析结果可为适航管理部门和飞机维修单位提供划痕线的损伤评估参考.     

止裂孔尺寸对止裂效果影响的研究

当航空器结构在航线使用过程中出现疲劳裂纹损伤时,通常在裂纹尖端打止裂孔进行临时性修理。通过理论分析和计算及试验分析,研究了止裂孔尺寸对止裂效果的影响。结果表明,当航空器结构出现疲劳裂纹损伤时,采用5.57～7.14mm直径的止裂孔进行止裂修理,止裂效果较好;当止裂孔直径为6.35mm时,止裂效果最好。     

交错排列铆接结构的疲劳寿命计算与实验

通过理论计算与实验，研究了薄壁杆件交错排列铆接连接部位的疲劳品质。该项研究成果对航空器结构设计工程师和修理工程师均具有较高参考价值。     

边界元技术在飞机结构细节设计中的应用

概要地讨论了边界元在飞机结构细节设计中的应用，重点研究了耐久性设计中所关心的应力集中问题。通过研究认为，这种方法既简便又快捷，而且行之有效。如果结构优化、前后置处理以及同有限元相互耦合、无疑会成为飞机结构细节耐久性设计中的一个强力的计算分析工具。     

氢致I型裂纹扩展的位错塞积群模型

本文利用位错理论和夹杂理论研究了Ｉ型裂纹前方的位错塞积群和氢气团以及它们之间的交互作用，求得了塞积群的位错密度，应力集中系数和裂纹扩展速率。所得结果表明，氢气图促进裂尖端位错源开动，即促进滞后塑性变形，提高塞积群的应力集中系数，引起材料脆化，促进微裂纹核形成。     

复合材料迭层板孔边应力集中分析

采用平面４节点等参元方法，研究含中心圆孔复合材料迭层板孔边应力分布规律，对比分析了边距、铺层、材料性能常数、外载等因素对孔边应力集中的影响。     

纤维增强钛基复合材料结构强度计算模型建立与修正方法

为了对SiC纤维增强钛基复合材料结构强度进行准确预测,基于宏-细观力学跨尺度分析方法,对复合材料强度进行计算。建立了复合材料层合板的有限元仿真计算模型,对复合材料层合板在横向拉伸与压缩载荷作用下的损伤演化及失效强度进行预测,并进行试验验证。建立细观力学代表体积元（RVE）模型,对模型施加周期性边界条件,实现横向拉、压载荷下基体的应力集中系数以及失效强度的计算。考虑结构实际受载中,复合材料的界面开裂对横向强度的影响,对模型进行修正,分析界面开裂的过程,计算修正后模型的应力集中系数以及失效强度,修正后的模型预测精度提升6.51%,与试验值误差为24.17%,验证了纤维增强复合材料强度计算方法的有效性。