基于无裂纹直耳片接头接触问题的非线性分析

考虑耳片与螺栓之间配合间隙,采用Patran有限元分析软件,模拟飞机结构中典型直耳片接头的结构特征及载荷特征,对无裂纹直耳片接头进行了非线性接触分析。通过分析,计算了三种不同大小耳片孔边应力集中系数,并与理论经验公式计算得到的耳片孔边应力集中系数相比较,其结果表明,有限元计算方法合理,可为有初始裂纹耳片接头接触分析提供参考。同时,在此基础上讨论了耳片不同几何参数对其应力分布影响,也可为接头耳片的优化设计提供一定的指导。     

三维全五向编织耳片接头力学性能试验研究

通过单向静力拉伸试验研究了三维全五向编织复合材料耳片接头的力学性能。试件选用T700-12K碳纤维采用四步法编织预制件,以TDE-85环氧树脂为基体,经树脂传递模塑（RTM）工艺固化成型。对两种几何尺寸、两种孔加工方式（编织预留孔和机械制孔）的三维全五向编织复合材料耳片接头试件的力学性能进行了试验研究。试验结果表明,同尺寸三维全五向编织预留孔接头的承载力是机械制孔接头承载力的6倍;对相同孔径及厚度的耳片,增大耳片宽度能大幅提升耳片承载力,但并不能显著提高其初始破坏载荷。     

新时效制度处理的2024铝合金的静强度分析

由导电率和硬度实验初步确定了２０２４铝合金的新时效制度本文对采用新时效制度处理的２０２４铝合金进行了拉伸试验研究,并对试验数据进行了数理统计分析。通过试验研究和分析,证明了在收音机结构维修中,其静强度是满足适航要求的。     

飞机结构静强度虚拟试验技术要求研究

通过分析飞机结构静强度虚拟试验国内外发展现状,结合国内开展的静强度虚拟试验经验,从虚拟试验的试验流程、模型建立、数据分析、结果评估等技术要求进行了研究,总结了飞机结构静强度虚拟试验的一般要求和详细要求,可供有关人员参考。     

复合材料耳片接头承载能力试验

对各种不同铺层碳纤维复合材料耳片接头进行了拉伸、剪切和弯曲试验。本文详细地论述了这三种试验的测试过程。通过环绕铺层对复合材料耳片接头承载能力增强效果的研究，确定了不同铺层参数下耳片接头的拉伸、剪切和弯曲承载能力及破坏模式，为耳片接头设计及强度分析提供了数据。     

基于复合材料分层损伤模型的层压板静强度分析

对层压板进行强度分析时同时考虑面内失效和分层损伤可以得到更加合理的强度预测值。基于复合材料层压板分层机理分别采用Hashin准则和分层因子进行面内损伤和分层损伤的计算,并结合材料性能退化发展了一种能够考虑分层损伤的层压板累积损伤模型。该模型能够模拟层压板面内和分层损伤产生、发展直至最终破坏的完整过程。通过对两种典型复合材料层压板单钉连接接头的失效分析,表明计算结果与传统三维有限元计算结果相比精度较高,并能有效预测各层间分层损伤的扩展情况。     

民用飞机机体结构静强度验证

民用飞机机体结构静强度验证是保证飞机结构安全的基础,是民用飞机获取型号合格证投入市场运营的基本条件。以机体结构静强度验证流程为线索,从分析和试验两方面阐述了当前机体结构静强度验证的思路和方法以及未来的发展趋势。对于金属机体结构,结合少量必要试验,采用经试验验证的分析进行全面静强度验证是当前金属机体结构静强度适航验证较好的工程解决方案,而复合材料机体结构采用积木式验证模式是目前最优化的验证方案。采用传统的内力模型加工程分析方法依然是机体结构静强验证的主要手段,但工作流程,主要是强度校核工作部分,将向自动化方向发展,以满足实际工程分析对效率和质量的要求。同时,全机精细有限元模型分析是机体结构静强度验证重要的辅助手段,代表了飞机结构强度分析未来的发展方向。     

结构强度的模糊可靠性分析与计算

简述了模糊可靠性理论、有关定义并探讨了该理论在结构强度设计中的应用方法,最后以航天器复合材料舱段结构为例,把蒙特卡罗法和模糊可靠性理论结合起来,进行模糊随机可靠性分析和计算。     

带管槽的静子叶片强度、振动分析

介绍了一种带管槽的静子叶片的强度,振动分析方法。该方法是通过改变单元的材料特性,用较简单的几何模型模拟较复杂的几何模型,来进行强度,振动分析,大大减沲前处理的时间,提高了工人效率。     

受轴向拉伸载荷作用的耳片强度研究

耳片是飞机结构的重要连接元件,是结构主要传力通道上的重要环节,是飞机结构强度计算和细节分析的重点部位。多年来,许多国内外学者、专家对其进行了大量试验研究工作。大量的试验表明,随着加载角度的增大,耳片的静拉伸破坏载荷降低,所以,现在在设计中,都尽量采用受轴向载荷的耳片。本文对受轴向拉伸载荷作用下的单、双耳片进行了强度分析研究,并进行了归纳总结。     

随机载荷下药柱强度累积损伤可靠性计算

本文对固体导弹飞行和运输中载荷的随机性进行了分析,对随机载荷下药柱强度累积损伤的可靠性模型进行了推导,得出了可靠性计算模型。该模型可提供计算固体导弹的飞行和运输中强度可靠性的定量计算作参考。文中进行了实例计算,计算结果与实际基本符合。     

对称与非对称斜削耳片危险部位及应力强度因子的有限元分析

 采用多种有限元素进行有机组合建立有限元计算模型,模拟飞机结构中典型耳片接头的构型特征及载荷特征,进行考虑销钉与耳片之间配合间隙影响的非线性接触分析。分别通过无裂纹及含裂纹结构的计算研究,得到对称与非对称斜削耳片在不同方位载荷作用下的危险部位及相应含裂结构的裂纹尖端应力强度因子,给出覆盖面广的计算曲线,并分析研究其抗断裂特性。通过与现有文献比较表明,其数值结果精确,方法可靠。     

飞机结构静强度试验载荷等效方法应用

比较讨论了将气动网点载荷等效为加载点载荷的传统方法及其优缺点，给出了多点挑等效方法的力学原理和算法，并在小鹰500飞机全机静强度试验载荷等效中得到实际应用。     

基于载荷共享理论的多传力路径耳片可靠性研究

飞机结构检查周期的制定需要保证结构在服役期间具有一定的可靠性,但多传力路径耳片结构中各层耳片的失效存在相关性,传统的并联系统可靠性分析方法已经不适用于该结构的可靠性分析。为解决这一问题,基于载荷共享并联系统提出了一种多传力路径耳片结构的可靠性建模方法。首先,基于载荷共享并联系统的基础理论和耳片设计准则,确定了多传力路径耳片结构的载荷共享原则和寿命等效原则;在此基础上,应用条件概率和全概率公式对任意三传力路径耳片结构进行可靠性建模,并应用于结构检查周期的校核;最后,以某型飞机的“铝-钛-铝”复合连接的耳片结构为例进行了应用分析,验证了方法的适用性和有效性。结果表明：相比传统的并联系统可靠性模型和基于对数正态分布模型的可靠性分析方法,所提方法能够很好地反映多层耳片间的相关失效,更符合多传力路径耳片结构的失效特性,从而为多传力路径耳片结构的可靠性分析提供了一种新的方法,可用于检查周期的校核和优化。     

浅析现代战斗机翼-身接头的构造和连接形式

较详细分析了现代战斗机翼-身接头的构造和连接形式以及各种形式的优缺点和选择这些结构形式时的注意事项,并对现代战斗机翼-身接头形式未来的发展趋势作出预测。     

多级轴流压气机静子叶片转角优化计算

本文介绍了一种有于多级轴流压气机性能优化调整试验最佳静叶转角计算的方法。此方法采用一个二次泰勒级数展开式作为近似优化性能模型，利用压气机性能计算方法确定压气机静叶转角调整试验的初始静叶转角，应用数值优化计算技术确定压气机静叶转角调整的逼近方向和步长。具有收敛速度快，迭代次数少和适于处理试验数据带有测量误差的问题等优点。与目前的压气机性能调整试验技术相比，这种试验研究与计算技术相结合的方法可使压气机试验次数和测量点数减少60％左右，缩矩压气机性能调整试验周期。最后本文给出了二个优化目标不同的静叶转角优化算例，以验证本计算方法的可行性。     

基于静强度试验的有限元模型修正技术研究

基于静力响应的有限元模型修正技术广泛应用于工程结构的参数识别中,需要解决软件实现、基准数据与目标函数选取,以及参数的灵敏度分析等问题。利用位移响应信息对损伤位置确定的悬臂梁进行了损伤程度的精确识别,对于损伤位置不能确定的情况,通过引入应变约束条件实现了损伤位置与损伤程度的同时确定。作为实际工程算例,将飞机静强度试验得到的位移响应与内力响应作为基准数据,利用模型修正技术确定飞机方向舵有限元模型边界条件。算例比较了不同目标函数和约束条件对修正效果的影响,并通过增加内力响应信息进一步修正了根部约束参数,为计算分析提供了精确有限元模型。     

某型发动机空气导管静强度分析

针对某型发动机空气导管实际使用过程中出现的裂纹故障,利用有限元建模和分析方法,对该型空气导管进行了静强度分析,分别计算了空气导管在离心载荷、扭矩、温度场以及综合作用下的应力场,结果表明导管静强度满足设计要求,裂纹产生的主要原因是焊接残余应力未得到有效消除。     

飞机结构静强度试验支持方案的确定

飞机结构试验是一个复杂的系统工程。飞机的支持方案是贯穿于整个试验过程的重要环节,它规定了试验件的支持状态,决定了试验结果的质量。本文通过对型号试验支持方案的进展历程和目前的发展动向的介绍,阐述了飞机结构试验支持方案制订的过程和考虑要素。