直8型机动部件疲劳定寿

直8型机动部部件结构形式特殊,关键部位众多,主要承受高频率、低幅值的高周振动疲劳载荷,属高周疲劳结构,是直升机疲劳定寿的主体,与定翼机的疲劳定寿有很大差别。本文全面叙述直8型机动部件定寿中采用的所有工程技术关键,重点介绍了全尺寸结构的S-N曲线确定方法和实测载荷谱的编制技术。     

直升机传动系统疲劳定寿技术

通过对直升机传动系统关重件疲劳设计中各个工作项目的研究,论述了传动系统关重件疲劳设计方法,提出了一种传动系统齿轮疲劳评定的工作流程;通过对传动系统翻修间隔期(TBO)和外场放飞寿命的分析,提出了一种用于直升机传动系统全寿命期内的疲劳定寿技术,同时列出了定寿的基本内容和工作流程,对直升机传动系统的研制、使用、维护和定寿均有一定的理论指导和工程实践意义.      

直升机动部件定寿技术研究

 某型直升机采用安全寿命评定方法对其动部件进行了定寿,确定的使用寿命偏于保守,具有较大的寿命潜力。采用安全寿命与损伤容限相结合的先进技术对该型机尾桨叶进行寿命评定 :既以安全寿命方法确定使用寿命,同时考虑裂纹扩展寿命,以达到延长结构使用寿命、保证使用安全的目的,较好地发挥尾桨叶的使用效能,满足使用要求。     

直升机动部件的疲劳损伤与可靠性分析

针对直升机动部件的载荷特点和疲劳损伤型式,在确定某型直升机旋翼检查周期时, 以Weihull型S-N曲线公式为基础,结合Miner线性累积损伤法则计算安全使用寿命,依据概率断裂力学理论建立具有角裂纹型初始缺陷结构的损伤容限分析模型,由此可获得保证一定可靠度的使用寿命和检查周期,对此型直升机旋翼动部件寿命评定与监控有重要的工程应用价值。     

直8型直升机旋翼动部件飞行载荷实测

直升机旋翼动部件飞行载荷实测,由于结构紧凑复杂且高速旋转,给加改装和测试为一一定的难度。本文以直８型直升机为便较详细地介绍了旋翼动部件飞行载荷测试技术和方法,为直升机的强度试飞提供参考。     

舰载直升机金属动部件寿命控制技术研究

在分析现役老龄化舰载直升机动部件载荷特点的基础上,结合直升机所处的海洋腐蚀环境,讨论了舰载直升机的损伤类型和损伤容限寿命管理方法在其寿命分析中的应用,比较了损伤容限法应用于舰载直升机动部件与应用于固定翼飞机的不同点,重点讨论了损伤容限方法应用于工程实践亟待解决的关键技术。     

直升机动部件更改工程设计方法讨论

本文介绍了某直升机动部件工程设计更改中需要考虑的几个问题,在设计更改过程中综合了适用性、经济性因素,给出了最佳更改设计方案。采用疲劳强度设计技术设计了增强型卡环,通过部件静力和疲劳试验,验证了各设计因素的影响,给出了更改设计后部件的疲劳极限和限制值要求。     

运8系列飞机结构疲劳定寿总结

运8系列飞机结构定寿属国家"九五"重点型号科研项目,是我国首次大中型军民用运输机的结构定寿.它需要同时满足国军标和民用航空器适航条例,是一项跨学科、多领域、综合技术难度与复杂程度极高的系统工程.通过对机体结构进行疲劳定寿,给出了运8系列飞机结构的使用寿命,为型号研制积累了宝贵经验.     

四参数疲劳定寿方法

对直升机传动系统采用的一种疲劳定寿方法——四参数法进行了研究:首先介绍了四参数应力-循环(S-N)曲线,然后详细介绍了通过材料平均 S-N 曲线获取构件安全 S-N 曲线的步骤以及直升机传动系统四参数疲劳定寿的程序和方法,研究了定寿流程中的各个技术细节.同时介绍了传动系统机匣疲劳试验中的多路协调加载技术以及某传动系统尾减机匣(TGB)的全尺寸疲劳试验情况.最后采用四参数疲劳定寿方法,根据某传动系统尾减机匣全尺寸疲劳试验结果和飞行实测载荷谱,对尾减机匣进行了安全寿命评估.该实例分析表明:四参数疲劳定寿方法为一种有效、可靠的寿命评估方法,具有推广价值.      

用剩余疲劳损伤强度理论给直升机传动系统定寿的方法

根据直升机传动系统定寿工作的特点,提出了应用剩余疲劳损伤强度理论确定在未知载荷谱下工作的直升机传动系统零部件的可靠疲劳寿命的方法。     

用联合样本法确定直升机零件的疲劳分散性

在直升机型号的疲劳合格鉴定中,由于经费和时间的限制,同一种零部件的试件数通常不超过6个。由这些试验结果构成的样本在统计学上叫小样本。一般认为,由这种小样本确定的平均值还比较准确,但确定的标准差可能偏离真值甚远。本文介绍一种把小样本试验数据联合起来构成大样本,比较精确地确定标准差的方法。     

直升机抗噪声疲劳设计中的噪声测量

首先,以空气动力理论为基础,对直升机噪声的产生机理进行了分析,描述了直升机的噪声特性;然后,对直升机噪声测量的测试系统进行了阐述,并以小松鼠直升机为例,给出了直升机噪声测量的飞行航迹;还对直升机噪声的几种评价标准进行了说明,以实测数据为例介绍了直升机噪声处理的常规方法,其中包括A计权、1/3倍频程及声暴露级SEL等的计算;最后,给出了典型的数据处理结果。     

直升机动部件二维疲劳/断裂可靠性分析

本文在传统的Miner线性累积损伤理论基础上,提出了概率疲劳和概率断裂的累积损伤理论,并建立了直升机动部件适用的二维概率疲劳和二维概率断裂的寿命可靠性分析模型。     

直升机主桨毂复合材料星形件疲劳研究

直11型机主桨毂星形件是典型的复合材料层合板结构,在复杂的疲劳载荷环境下,有可能出现几种不同形式破坏模式,如:分层破坏和纤维断裂,忽略任何一种可能出现的破坏模式都将可能给飞行带来安全隐患。理想的试验是有限的试验件能得到所有的破坏模式的结果。本文较完整地总结和介绍了直11型机和“海豚”的复合材料星形件疲劳试验及试验结果,较详细地分析了各种破坏模式的形成机理和挥摆载荷比对破坏模式出现率的影响,认为疲劳试验载荷的挥摆载荷比不应仅仅根据实际飞行时载荷状况,主要应根据星形件结构性能来确定。     

直升机操纵系统动刚度的计算方法

本文的主要研究内容是对直升机操纵系统一个重要参数——动刚度的计算方法进行了研究。     

直升机动部件小子样全尺寸疲劳试验件的x~2检验

本文将X~2检验——“检验一个小子样是否来自已知标准差的母体”方法应用于直升机动部件的疲劳试验数据统计处理中,并与传统方法获得的结论进行了对比。结果表明:同样的小子样试验数据,若运用检验合格的结论,在同样的可靠度下,能较大幅度地提高零件的疲劳寿命。     

直升机旋翼桨毂轴颈疲劳裂纹探讨

本文就国内外铰接式金属旋翼桨(?)轴颈因疲劳裂纹、断裂导致的严重飞行事故,操讨轴颈疲劳裂纹的成因及扩展速率,应采取的相应对策。对于新机的研制和生产有借鉴意义,对于直升机的使用、维护,保证飞行安全,有重要的现实意义和长远的军事意义。     

直升机全机动态特性有限元分析

本文以某直升机的研制为背景，在设计过程中借助大型标准通用分析软件MSC／NASTRAN对此直升机的全机动态特性进行了有限元分析，计算结果与后续的全机动态特性试验结果比较，主要的固有频率值吻合较好，为全机的结构动态特性设计提供了依据．并且验证了理论分析的正确性。     

涡轮冷却器寿命评估的一般方法

阐述了涡轮冷却器依据威布尔分布运用最小二乘法进行寿命评估的基本程序和计算方法。涡轮冷却器（以下简称涡轮）是飞机环控系统的重要机载设备,属高速旋转的叶片机械。由于涡轮长期处在高速且变载荷的工作状态（转速可高达１０００００ｒ／ｍｉｎ）,要对其进行寿命评估较为困难。涡轮寿命的薄弱环节主要是滚动轴承的磨损,它是在特定环境条件下,随时间的延续而出现失效的随机现象。因为通过大量的长期的厂内试验而找出产品寿命的统计规律极不经济也不现实,所以采取的主要技术途径是外场信息法。外场信息的子样数大,环境条件逼真,可信度高。统计了大量外场数据,经过处理及对产品薄弱环节分析论证,证实涡轮的寿命主要服从威布尔分布。