钣金零件的止裂孔

概述钣金零件止裂孔在飞机结构设计中的作用,重点论述止裂孔大小直接影响结构连接强度和抗疲劳能力,并介绍了止裂参数的确定方法。     

V2500发动机反推疲劳裂纹扩展及止裂分析

对V2500发动机反推的一处典型裂纹损伤进行有限元仿真分析,获得各种疲劳载荷形态和载荷循环下的裂纹扩展规律,进而对该裂纹的止裂孔特性进行分析。     

大型飞机机身整体壁板纵向裂纹止裂分析

针对大型飞机机身整体壁板纵向裂纹损伤容限试验件进行剩余强度计算与裂纹止裂分析，经有限元建模计算得到两跨内不同直裂纹长度下的应力强度因子及卜应力，应用线弹性断裂力学准则得出整体壁板剩余强度曲线，对裂纹扩展至两跨时的止裂特性进行分析。依据计算与分析结果，提出了供设计人员参考的壁板修改建议。最后应用线弹性二阶裂纹转折理论对裂纹能否在扩展至两跨长度前发生转折进行了分析。     

机身蒙皮止裂带区域损伤及检测技术

止裂带是民用运输航空类飞机机身蒙皮满足破损—安全设计要求的主要手段。针对机身蒙皮不同种类止裂带区域普遍存在的结构损伤,总结了损伤规律并分析了损伤形成原因,阐述了针对机身蒙皮止裂带区域不同损伤类型的检测技术。     

带止裂筋整体翼梁结构的破损安全分析与试验

为了研究带止裂筋整体翼梁结构的裂纹扩展特性,采用ANSYS有限元软件对裂纹尖端应力强度因子进行数值计算,对缩比试验件进行疲劳裂纹扩展试验,当裂纹扩展到止裂筋前时进行剩余强度试验。结果表明:在梁缘条和蒙皮断裂情况下,止裂筋能够降低梁腹板上的应力强度因子幅值,对裂纹扩展起到拟制作用,其能够承担较大的静载荷从而实现破损安全设计,但是用止裂筋阻止疲劳裂纹扩展的效果并不显著;与梁弯曲产生的正应力相比,腹板上的剪应力不足以驱动Ⅱ型裂纹扩展。     

含环向裂纹厚壁圆筒电磁止裂的应力场分析

以具有轴对称性质、端部带有半埋藏环形裂纹的厚壁圆筒为研究对象,通过对长厚壁圆筒内外环面均匀通入超强脉冲电流进行电磁热止裂。采用复变函数方法求解了脉冲放电瞬间裂纹尖端的温度场和热应力场。在一定的超强脉冲电流作用下,由于环形裂纹尖端的电流绕流热集中效应,裂尖温升超过了金属熔点,使裂尖处金属熔化在内部形成堆焊,钝化了裂尖,并且在裂纹前缘形成了热压应力,阻止了裂纹的扩展。在此基础上还讨论了在电载荷和机械载荷共同作用下裂纹前缘的应力场。     

铝合金薄板中裂纹的电磁热效应局部跨越止裂

 讨论了电磁热裂纹止裂时脉冲放电瞬间的电流、温度和热应力的耦合关系。通过自制的 ZL-1型强脉冲放电止裂装置进行了模拟实验研究;理论分析中采用了复变函数的研究方法给出了跨越止裂后裂纹尖端附近的温度值和热应力值;通过热 -电耦合和热 -机械耦合 2个过程对脉冲放电瞬间的电流 -温度 -热应力的演变进行了数值模拟,数值模拟的结果与理论分析和实验研究有较好的吻合。三方面的研究结果均表明 :通过电磁热效应局部跨越止裂可以使铝合金薄板中裂纹在裂纹尖端处很小的范围内熔化形成微小焊口,减小了裂纹尖端的应力集中,并在裂尖处形成压应力区,从而遏制了裂纹的扩展。该方法可应用于飞机机翼疲劳裂纹的止裂中。     

2A12铝合金试件中空间斜裂纹在线止裂及性能分析

 选择带有空间斜裂纹的2A12铝合金试件进行了拉伸载荷作用下电磁热在线止裂研究。采用数值分析方法确定了止裂工艺参数,并求得了放电后试件内的温度场及热应力场;通过自制加载装置,应用ZL-2超强脉冲电流放电装置完成了空间裂纹在线止裂试验;对止裂前后的铝合金试件进行了微观组织分析和宏观力学性能测试。研究表明：脉冲放电瞬时,裂纹尖端熔化、钝化,并形成了高压应力区,提高了裂纹的扩展功,在一定的拉伸载荷下,试件也不会开裂,达到了裂纹在线止裂的目的。     

板条粘补止裂技术的理论分析

对采用板条局部加强含裂纹构件止裂技术从理论上进行了深入的分析研究。着重考察了板条在跨过裂纹以任意非对称方式进行局部加强时,其中所含有的应力奇异性问题。最后获得了可用来评估板条止裂效率的裂尖应力强度因子,以及板条端部和板条与构件粘结界点处的应力强度因子。     

复合材料补片胶接修补研究进展

介绍了复合材料补片胶接修补的优越性及关键技术，详细论述了复合材料补片胶接修补的设计分析以及修补的无损检测和试验验证，追踪报道了补片胶接修补的研究方法。     

断裂问题研究中裂尖塑性区的影响及处理原则

通过对K判据的适用区与裂纹尖端塑性区的比较,在塑性区一定要小于K判据适用区的条件下,给出了K判据的适用边界线和判断脆性断裂的判断式;确定了K判据在结构静强度计算中塑性修正的基本原则,并在此基础上讨论得出了塑性区尺寸小于裂纹长度,裂纹扩展寿命的估算方法仍适用,塑性对裂纹扩展寿命估算影响不大,而选用不同的经验公式估算裂纹扩展寿命所出现的误差却很大的结论。     

测定较小疲劳裂纹扩展的标识载荷法

本文介绍了工程结构中定量测定较小疲劳裂纹扩展率的标识载荷法，总结了四种目前常用的方法，比较了它们的优缺点及其结较小疲劳裂纹扩展的影响，给出了相应的宏观和微观断口分析方法，最后推荐了两种工程上较实用的方法。     

激光冲击处理对铝合金疲劳扩展速率影响的研究

研究了激光冲击处理对2024-T62铝合金疲劳裂纹扩展速率的影响,并探讨了将其作为止裂工艺的可行性。疲劳裂纹扩展试验结果表明：激光冲击处理可以显着地降低疲劳裂纹扩展速率,作为止裂工艺是可行的。     

飞机结构的腐蚀疲劳及其控制

简述了环境介质对飞机结构疲劳裂纹形成和扩展的影响，讨论了腐蚀疲劳扩展的特点，从工程实践出发推荐了用于工程结构腐蚀疲劳裂纹扩展分析的基本方程。     

通过疲劳试验确定飞机结构检修周期的方法

简要地介绍了通过疲劳试验确定飞机结构检修周期的方法，并通过算例说明了确定的具体过程。     

波音飞机金属结构连接中填片的使用研究

在维护波音飞机过程中,在金属结构连接缝隙处经常需要使用填片,不同材质、尺寸、厚度的填片在金属结构连接中起到不同的作用。本文介绍了填片的使用要求和使用规则,并就填片的使用设计做了说明。     

复合材料补片胶接修补结构的有限元分析

采用有限元分析方法,研究了裂纹板胶接复合材料补片后,裂纹尖端的应力强度因子值,结果表明：增加补片的宽度和厚度,或者减少补片的长度,都可以提高结构的修补效果。     

动态裂纹扩展韧性 K_(ID) 的估算及方法的评估

通过对30CrMnSi2A钢制成的DCB（带裂尖小孔）试件的试验结果和利用动态有限元法（DFEM）与远场路径无关的J′积分相结合的方法计算了动态裂纹扩展韧性。较全面地对各种估算KID的工程方法进行了分析比较和评估,讨论了使用范围。此外,改进了Kanninen的半经验公式,使它能对于不同泊松比的材料能方便地估算极限速度VL.同时,指出材料常数m应与裂纹的初始长度和止裂长度aa及裂尖半径有关,给出了计算公式,使得估算KID更为简便和合理。     

我国新支线飞机的研制环境与措施浅析

本文简要分析了我国自行研制新一代支线飞机的国内外环境,初步探讨了尽快发展新支线飞机的对策和措施。