机翼连接耳片微动疲劳裂纹萌生机制

 对歼击机机翼全尺寸模拟疲劳试验的耳片断口进行了观察和分析,从断裂处存在磨痕和磨屑的形貌及耳片受力变形状态,证明耳片属于微动疲劳断裂。本文提出铝合金耳片和钢衬套接触时,微动疲劳裂纹萌生过程的模型。     

一种耳片连接螺栓的疲劳分析方法

航空工业生产实践和试验结果表明,承受拉应力连接螺栓疲劳源的位置易出现在螺纹区和螺栓头圆角区,而承受剪切力的连接螺栓疲劳源的位置可出现在螺栓的光杆区.基于细节疲劳额定值方法对以承受剪切力为主的耳片连接螺栓进行应力分析,提出了一种耳片连接螺栓的疲劳分析方法.分析结果表明,耳片连接螺栓最高应力点位于螺栓光杆区剪切力产生的弯矩...     

飞机作动器耳片疲劳断裂失效分析

针对某型作动器在耐久性试验中出现耳片断裂的问题,将耳片受载分为静态冲击和动态冲击两种不同情况考虑,对耳片在作动器不同工作状态下的冲击载荷进行计算分析,并基于细节疲劳额定值（DFR）方法对耳片进行了疲劳寿命计算。分析结果表明,动态冲击载荷较静态载荷大、载荷循环多,导致耳片应力水平偏高、损伤偏大是耳片过早断裂的主要原因。针对断裂原因,提出增大耳片厚度的改进措施,并分析了改进措施的有效性。类似的作动器耳片设计中,应考虑动态冲击载荷对结构疲劳寿命的影响。     

机翼／副翼连接结构的连接刚度特性分析

大型飞机机翼倡0翼连接结构一般由多个连接螺栓共轴相连,副翼上的载荷按连接结构的刚度和传力路线的长短分配后传递给机翼后梁。为考察机翼／副翼连接结构的连接刚度特性,结合大型飞机机翼结构分析工作,利用PATRAN／NASTRAN对机翼偈4翼连接结构的刚度特性进行了分析研究。主要从连接耳片厚度、连接位置、以及连接耳片间距三方面...     

发动机锁片微动疲劳断裂失效分析

对断裂滑油附件锁片进行了失效分析，结果表明高频微动交应应力引起断裂失效，并提出设计和工艺改进方法。     

筒形机匣连接凸耳疲劳寿命及其影响因素

分析了筒形机匣连接凸耳疲劳寿命的主要影响因素。结果表明,５个试验件凸耳组织的再结晶程度有很大的差别,正是由于凸耳组织再结晶程度的分散性导致了其疲劳寿命的分散性。进一步的分析表明,凸耳组织再结晶程度的分散性是由于模锻时材料原始晶粒大小和形变量不同造成的。此外,凸耳孔壁表面的加工缺陷也是降低凸耳疲劳寿命的一个重要因素。     

L8机翼主梁接头疲劳分析

对L8飞机机翼主梁接头进行了系统的疲劳分析和试验研究工作，为新结构，新材料在型号中的应用提供了充分的理论依据。同时，对复杂接头的疲劳寿命分析方法进行了研究和探讨，并形成了一套比较完善的分析计算软件。     

歼七＊型飞机前襟操纵拉杆疲劳寿命分析

本文针对歼七＊型机的前襟拉杆起裂事故做了受载分析及疲劳对比试验。经主分析确定了新拉杆的寿命,为解决此质量事故提供了保证。     

驾驶杆支撑耳片断裂的可修复性分析与实施

驾驶杆手柄上的模态切断开关修复困难,整体换新成本巨大。分析了模态切断开关耳片断裂原因,对耳片进行受力分析和强度分析,制定了新的修复方案,重新固定耳片和装配加强片后,无变形和断裂现象,满足设计使用要求。     

随机载荷谱下基于声发射的耳片接头疲劳裂纹识别方法

作为航空结构中传递集中载荷的关键部件,耳片接头的失效将会带来灾难性的后果,因此需要通过疲劳试验来验证其是否满足设计要求。声发射（AE）作为一种在线监测手段,能够及时捕捉接头裂纹萌生扩展进程,提升试验质量。然而,在随机载荷谱下,会产生大量极其复杂且毫无规律的声发射信号,致使传统的基于特征提取及参数滤波的声发射数据分析方法难以发挥作用,无法有效识别接头裂纹的萌生。因此,本文提出了一种随机载荷谱下疲劳裂纹的声发射识别方法,该方法利用随机载荷谱的分布特点,通过分析不同载荷谱块下相同循环时段所对应的声发射信号表象差异来发现、锁定异常,并结合定位分析与干扰排除分析,确定裂纹的发生时间及位置。通过疲劳试验,该方法的有效性得到了证实,因而可为随机载荷谱下的相关航空结构试验提供参考。     

某机载设备壳体连接螺柱断裂失效分析

通过化学成分分析、宏观断口分析、微观断口分析、金相组织分析、硬度检测和氢含量检测,对连接螺柱的断裂失效机理进行了分析。结果发现:连接螺柱在制作过程中,热处理环节未按图样要求执行,导致螺柱发生氢脆断裂。     

环控导管疲劳断裂失效分析

环控导管使用时管嘴断裂，通过失效分析，查明了是由于导管的焊接质量差，在焊接残余拉应力、装配应力及使用时工作应力的共同作用下，焊趾处形成了疲劳源和疲劳裂纹，产生了疲劳断裂，并提出了改进措施。     

TC11钛合金微动疲劳裂纹萌生预测分析

针对航空发动机叶片与盘榫连接结构简化模型的微动失效形式,建立了基于临界平面法预测微动疲劳裂纹萌生的控制模型。该模型引入综合考虑多种微动疲劳影响因素的微动损伤参量CSE(微动综合损伤参量),建立了微动疲劳特性的分析流程,对微动疲劳裂纹的萌生方向、位置和寿命进行了估算。应用CSE控制模型,对失效的TC11钛合金微动疲劳试件的裂纹萌生进行预测,通过比较不同损伤参量的预测结果,验证了CSE预测裂纹萌生的有效性。     

发动机高压压气机与空调系统导管连接螺栓断裂分析

针对某飞机发动机高压压气机与空调系统连接螺栓断裂件进行试验分析,指出螺栓断裂的主要原因。     

机翼下壁板螺栓连接件疲劳寿命分析

建立三维实体模型,设置面面接触,并施加螺栓载荷来模拟预紧力来模拟螺栓连接。计算得到某型飞机机翼下壁板螺栓连接试验件的应力云图,分析得出受力最严重部位。通过名义应力法计算该连接件的疲劳寿命。运用MATLAB拟合生成理论应力集中系数为3.720 2下的S-N曲面,从而计算出各级载荷下的疲劳寿命和损伤。根据M iner线性累积损伤准则计算出了连接件的疲劳寿命,与传统的板杆单元应力严重系数法的计算结果以及实验结果进行了对比,发现疲劳寿命计算结果吻合较好。     

某型发动机架疲劳断裂分析与对策

针对某型发动机架2#管疲劳断裂故障,分析其故障机理,定性和定量解析其原因,提出相应的解决措施对策。对类似疲劳断裂故障的分析和处理具有借鉴意义。     

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。     

剥蚀对飞机机翼上蒙皮疲劳寿命的影响分析

剥蚀是影响老龄飞机机翼结构完整性的重要因素之一.文中基于材料的初始不连续状态(initial discontinuity state, IDS),建立了评估剥蚀对机翼上蒙皮疲劳寿命影响的模型,然后利用AFGROW计算了在以压应力为主导的等幅载荷谱作用下,机翼蒙皮针对不同腐蚀损伤程度时的疲劳寿命.还研究了多腐蚀损伤对机翼蒙皮疲劳寿命的影响,结果表明,相对于单腐蚀损伤,多腐蚀损伤大大降低结构的疲劳寿命,但其对剥蚀程度不敏感.与试验结果比较表明,该模型预测结果精确,方法可靠.