双接头式无扩口液压导管弯曲疲劳试验研究

航空液压导管及其无扩口连接件的弯曲疲劳寿命对整架直升机的安全有着至关重要的影响,无扩口液压导管疲劳已成为影响直升机安全飞行的重要问题。飞机液压导管及连接件的弯曲疲劳寿命通常按有关标准进行测定,现有弯曲疲劳试验通常为单接头试验,与直升机飞行环境下的双接头形式存在差异。为了更加准确地模拟直升机导管的真实飞行环境,本文提出双接头式无扩口液压导管弯曲疲劳试验方法。     

锥套式无扩口导管连接件

一 概述 近代航空,由于高空高速飞机的不断出现,对航空导管的性能和使用要求越来越高。导管接头是飞机管路系统的重要构件,接头的结构形式和性能直接关系着飞机的性能。 目前国内主要有三种类型的无扩口管接头,即卡套式、锥套式、挤压式。这三种管接头与传统扩口式管接头相比有很多优点,如强度高,密封性和抗振性好以及维护方便等。 某型机所采用的锥套式无扩口管接头,应用于全机液压管路连接,管路系统工作压力为23MPa。要求这种管接头具有承受高压、弯曲振动、液压冲击、高空低温、发动机高温等能力。 锥套式无扩口导管连接件于1987年通过部级鉴定。至今已为数架飞机提供了全部液压系统所需无扩口导管,并为导弹发射转塔液压系统管路连接提供了所需无扩口导管。     

连接件制孔工艺对疲劳寿命影响的试验研究

飞机结构中大量的承力构件都是连接件,在交变载荷、腐蚀以及其他因素交互作用下,疲劳源从这些结构处萌生和扩展,从而导致机体结构的疲劳破坏,飞机结构的寿命就取决于这些关键部位。而不同的制孔工艺对连接件又有很大影响。因此,本文从制孔工艺出发,从试验层面和理论计算两方面深入探讨了飞机结构典型连接件之一的螺栓连接件三种不同的制孔工艺对飞机结构疲劳寿命的影响,这对飞机结构的设计和合理的使用与维修有重要的意义。     

飞机主操纵系统疲劳定寿

本文对飞机主操纵系统疲劳定寿以及所涉及与机体疲劳同试的全机主操纵系统疲劳试验方案制定、基于操纵载荷及操纵位移实测数据的动态及静态疲劳试验载荷谱编制、疲劳试验验证、零组件拆检、系统寿命计算、外场故障统计、问题分析处理以及疲劳寿命评定等内容进行了阐述。同时,对系统疲劳定寿的相关问题进行了分析和讨论,说明实施飞机主操纵系统疲劳试验验证、系统疲劳定寿,以及其寿命评定,应涉及系统疲劳和静态性能2个方面,这样,不仅可以真实考核或验证飞机主操纵系统零组件及其支持件的疲劳性能、带有寿命指标要求的系统静态性能,而且实际有效地暴露操纵系统疲劳设计的薄弱部位及薄弱环节。由此,有针对性地进行系统设计改进、补充和完善现有飞机维护规程及相关条款,能够进一步保障外场飞机的正常使用和飞行操纵安全。     

飞机液压系统管路设计分析

飞机液压系统管路设计，应考虑导管材料、直径和壁厚的选择及系统工作压力、介质流量与工作环境相适应，既要保证导管有足够的强度，又要使系统重量最轻，寿命可靠性高。这里从导管管径设计、壁厚确定、爆破压力和管路安装等方面对飞机液压管路系统的设计作了分析，提供了导管设计的计算方法。     

飞机液压导管破裂故障分析及措施

详细分析了导致飞机液压导管破裂的原因，并在此基础上有针对性地提出预防液压导管破裂的措施。 飞机液压导管犹如人体的血管，如果 破裂，轻则影响战训任务的完成，重则危及飞行安全。由于飞机机体的限制使液压导管布局有些地方不合理，有时一段导管有几处弯曲；而且飞机液压系统工作压力较高，流量脉冲大，存在液压撞击并伴随有高频压力振荡；加之液压油的循环使用也使其极易被污染；所以飞机液压导管较其他飞机管路系统的导管更易破裂。据近几年统计，各种机型的飞机都曾出现多次液压导管破裂的故障。由于飞机液压导管绝大部分是金属导管…     

28MPa导管连接件标准研究

目前我国飞机使用的液压系统,其工作压力尚未超过２１ＭＰａ。为满足今后新机研制的需要,开展了对工作压力为２８ＭＰａ的液压管路连接件标准的研究。工作压力的提高必将涉及导管及其连接件的材料强度和连接件的结构密封问题。对此,文章结合导管及其连接件的选材问题、导管连接件的结构形式对预装的影响以及对密封的难点等问题,提出了在目前情况下,建立２８ＭＰａ导管连接件标准体系的实施方案。     

飞机结构部件疲劳寿命预测技术研究

为解决飞机结构部件疲劳寿命有效预测的难题,以实现视情维修,提升飞机的安全性与可靠性,本文以某型军用飞机某一关键结构部件———水平尾翼为具体研究对象,对其进行疲劳寿命预测技术研究。采用飞机结构疲劳寿命专用试验平台,对飞机水平尾翼进行长期疲劳寿命试验,得到疲劳寿命真实试验数据,运用模糊相关理论及强化函数,建立混合疲劳寿命预测模型,应用此模型对飞机水平尾翼疲劳寿命进行预测研究。试验结果表明,所设计的模型预测准确性较传统M iner模型有了很大提高,具有很好的工程实用价值。     

结构连接件疲劳损伤容限全寿命设计方法

通过对结构疲劳裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命的研究,提出了连接件疲劳全寿命的计算方法。本文分别研究了连接件的裂纹形成寿命和扩展寿命,研究了试片裂纹形成寿命与扩展寿命之间的关系,提出了用试片的S-N曲线确定连接件裂纹形成寿命的修正方法。通过典型连接件的计算给出了连接件的全寿命,并与试验结果进行了对比,得到了较好的吻合。本文希望通过典型连接件全寿命研究提出一种更合理、可靠的连接件疲劳分析的工程方法,经试验结果验证这种方法是可行的。     

关于实现CCAR-23部疲劳评定要求的设计准则与验证符合性的试验方法

在概述新版CCAR-23部疲劳评定要求的基础上，对实现评定要求的设计准则与验证评定要求符合性的试验方法作了探讨。明确了评定要求不是针对定寿，而是用于保证安全，但必须在定寿基础上开展评定。对涉及飞枳．机．体与起落架结构的安全寿命设计、疲劳设计及耐久性设计准则，疲劳试验、耐久性试验及裂纹扩展寿命与剩余强度试验方法作了论述。同时，对疲劳寿命分散系数的确定作了说明。可供新型飞机研制开展疲劳评定参考，并为制定全尺寸飞机机体与起落架结构试验方案提供理论依据。     

装配公差对结构疲劳可靠性寿命的影响

针对工程制造中的紧固孔超差问题,根据飞机典型部位的结构连接形式,设计三组不同紧固孔直径的疲劳对比试验,得到了这三组试验件的对数均值寿命和标准差.通过疲劳分散系数和结构对数寿命标准差的推导,研究了装配公差增大对连接件疲劳可靠性寿命的影响,得到了装配公差允许的额外增大量与给定载荷条件下结构对数寿命标准差σs的关系,并在疲劳...     

麦道某型飞机系统装配分析

从民用飞机的安全性出发，在分析麦道某型飞机液压系统及操纵系统的特点的基础上，研究其使用的特殊连接件及其加工手段。通过对这些连接件的研究，不仅使我们掌握了其加工方法，提高了飞机的安全性能，也为我们提供研究更多新工艺创造了条件；在保证产品质量的同时，为我们今后在飞机设计及制造中提供了很好的借鉴。     

先进战斗机寿命设计与延寿技术发展综述

轻质长寿命一直是飞机结构强度设计所追求的目标,也是一代又一代结构强度工作者所面临的永恒主题。随着国内外航空工业的发展、疲劳设计理论以及现役飞机延寿工程的开展,飞机寿命设计与延寿技术取得了快速发展。本文从20世纪60年代飞机设计中引入疲劳设计开始,以疲劳设计准则的发展为主线,对分散系数的确定、载荷谱编制技术、飞机寿命设计与延寿技术、日历寿命评定、单机寿命监控等技术的形成与发展进行综合论述。有成功的经验,也有失败的教训,从实践中发展出疲劳设计的理论体系、分析方法与规范标准,带来了飞机设计寿命指标的不断提升,保障服役飞机的飞行使用安全。提出耐久性/损伤容限设计思想是目前及未来飞机长寿命设计及延寿的主要设计思想,全尺寸耐久性/损伤容限试验是飞机定寿、延寿最主要的技术途径,结构细节设计、耐久性预防性修理以及单机寿命监控也是确保长寿命设计指标实现和现役飞机延寿成功不可或缺的技术手段。     

某型飞机翼身主交点框下部疲劳寿命试验

介绍了某型飞机翼身主交点框下部疲劳寿命的试验方法及其结果, 还介绍了考虑预加高载对结构疲劳寿命影响的元件疲劳寿命试验。文章指出, 随着飞机使用范围的扩大, 环境影响引起的材料腐蚀损伤已成为飞机机体结构的致命杀手。在主交点框下部发生的环境腐蚀疲劳裂纹问题就是一个实例, 必须引起飞机总设计师和广大设计人员的重视。     

国外航空疲劳研究现状及展望

航空疲劳问题是影响在研/在役飞机性能的关键因素之一。以航空疲劳事故为线索,本文论述了航空结构强度设计理念的变革历程以及相应各时期的航空疲劳发展现状,并围绕21世纪以来国际航空疲劳界的关注热点,从结构长寿命设计、疲劳分析方法及工具、全尺寸结构疲劳试验技术、结构健康监测技术、老龄飞机延寿技术等五个方面阐述了航空疲劳工程领域的重大研究进展及方向。考虑目前航空疲劳工程中的问题及未来航空器的发展方向,从航空疲劳评定基础问题、长寿命设计应用问题、试验评估及数字化新技术等方面指出航空疲劳研究所面临的挑战,以满足现代飞机长寿命、轻质和高可靠性设计要求,为航空疲劳未来发展提供技术参考。     

基于广义DFR概念的受剪连接件疲劳寿命估算方法

提出了广义DFR(细节疲劳额定值)概念,基于疲劳寿命遵循对数正态分布规律推导了任意应力比、可靠度和置信度下的DFR值的计算公式,在此基础上,发展了基于广义DFR概念的连接件谱载疲劳寿命估算方法,试验测定了铆钉单搭铝合金连接件和螺栓连接合金钢连接件的广义DFR值和谱载疲劳寿命。采用本文提出的广义DFR方法估算了两种连接件的谱载疲劳寿命,并与试验结果进行对比,发现理论估算结果与试验数据吻合良好。     

导管无扩口内径滚压连接接头连接强度性能研究

无扩口连接技术是飞机液压管路系统重要的连接技术之一,具有较高的密封性和连接强度,可以满足飞机安全可靠性的要求,越来越广泛地用于航空领域.以钛合金导管无扩口内径滚压连接件为例,采用有限元模拟和试验相结合的方法,阐明连接强度的产生是由导管与管套径向接触力和管材嵌入管套凹槽形成的轴向抗拉脱阻力共同形成的;同时得出了管套结构对连接强度的影响规律,指出凹槽深度适当加深可以提高连接强度,凸台过宽会阻止管材嵌入凹槽降低抗拉脱阻力而使连接强度降低,对提高飞机液压管路可靠性具有重要的指导意义.     

某型飞机进气道结构声疲劳研究

飞机结构声疲劳问题是飞机型号研制中的一项技术关键，本文结合飞机进气道蒙皮鼓动、掉卿钉头等危及飞机安全的问题，系统地研制了飞机构声疲劳评估技术，包括习行噪声载荷实测、声疲劳载荷谱编制、结构件声Ｓ－Ｎ曲线测定、典型结构件声疲劳寿命试验，以及声疲疲劳寿命工程估算方法，形成了一种完整的分析与试验引结合的声疲劳寿命工程研究方法。     

飞机疲劳失效适航规章演变历程回顾

为了保障飞机的使用安全,与结构疲劳失效相关的适航规章已经经历了70多年的演变过程.本文以历史时序为线索,回顾了相关的适航规章在不断吸取疲劳破坏事故经验教训的过程中逐步完善的演变历史,包括:进行以安全寿命理念的疲劳设计分析;通过全机结构疲劳试验来确定飞机的使用寿命;确立破损安全的设计理念并进行静强度试验验证;为兼顾减重和...     

飞机结构细节疲劳寿命的应力场强法探析

研究应力场强法在飞机结构抗疲劳设计中的应用;论述飞机结构的典型细节模型;提出了对应于细节模型的应力场强法的疲劳寿命分析方法和相应的疲劳模拟试验件的设计方法.据此对一个飞机结构危险部位作了疲劳寿命分析和试验验证.分析和试验结果表明:提出的方法是合理的.