螺栓受拉接头抗疲劳设计方法

虽然螺栓受拉接头结构简单、重量轻,但是由于受拉螺栓的抗疲劳性能较差,使这种形式的连接在结构设计中受到很大的限制,如何解决受拉螺栓的抗疲劳问题一直是结构设计的难点。为此,本文提出了对受拉螺栓施加预载的方法,改善螺栓受拉接头的疲劳特性,并对预载的如何确定和控制进行了论述。     

30CrMnSiA受拉螺栓应力强度因子表征

在模拟飞机装配连接中螺栓实际受力工况实验的基础上,对在某型飞机装配连接所使用的30CrMnSiA材料的螺栓螺纹根部处的表面裂纹在拉-拉载荷下应力强度因子K进行了初步研究,通过对已有圆柱体的表面裂纹应力强度因子公式的分析、比较,采用类比的方法,推出了受拉螺栓表面裂纹应力强度因子K的表达式,并借助于模拟实际工况的实验加以验证,为在飞机装配连接过程中螺栓的制造与使用提供参考。     

受拉螺栓表面裂纹应力强度因子的估算

本文在实验的基础上,对螺栓螺纹根部处的表面裂纹在拉一拉载荷作用下应力强度因子K进行了初步研究,通过对已有圆柱体的表面裂纹应力强度因子公式的分析、比较,采用类比的方法,推出了受拉螺栓表面裂纹应力强度因子K的表达式,并借助于实验加以验证。     

初拉力对受拉螺栓静强度的影响

受拉螺栓的初拉力对确保连接件工作的可靠性和提高螺栓本身的强度都有一定的作用。所以在现代飞机上,初拉力都加得比较大,通常为(0.4～0.5)σ_(0.2),有的达0.8σ(0.2)。那么在计算受拉螺栓的静强度时,要不要考虑初拉力呢?如果考虑初拉力,就会使计算出的螺     

C/C复合材料螺栓受拉破坏模式分析

文摘采用试验的方法研究了两种不同结构C/C复合材料螺栓的拉伸破坏形式。结果表明,螺栓头的结构决定了其破坏模式。对于受拉而导致的螺栓头剪切破坏,不是由单方向的层间剪切和面内剪切决定,而是两个方向剪切综合作用的结果,因此细化螺栓头结构设计能最大程度发挥复合材料的力学性能极限。     

钛蒙皮的加热拉型成形

钛合金蒙皮与飞机理论外形有关,要求有较高的成形精度和形状稳定性,为此我们采用了自阻加热拉型成形法。即利用钛合金有较高的电阻率,将钛板通电,使其产生高热,钛板在一定温度下进行拉型并保温,使材料进行充分的蠕变,从而得到稳定形状、贴模良好的零件。为了适合自阻加热拉型法,对PO-1M蒙皮拉型机配置了拉型装置等热成形设备,并作了一系列工艺试验,确定了工艺程序及参数。     

飞机装配连接中受拉螺栓表面裂纹应力强度因子的估算

本文在模拟飞机装配连接中螺栓实际受力工况实际的基础上,对在某型飞机装配连接时所使用的 所使用的３０ＣｒｍｎｓｉＡ 螺栓纹根据部处的表面裂纹在拉－拉载荷下应力强度因子Ｋ进行了初步研究。     

西飞制成一种钛螺栓

西安飞机工业公司已用冷镦工艺方法将一种新型的高强度β型钛合金Ti—15—3制成航空用钛螺栓(见图)。近日按美国MIL—STD—1312标准方法做了拉—拉疲劳试验,已完全满足技术要求,为今后研究工作打下了良好基础。     

钛型材热拉弯蠕变成形电参数的计算

本文介绍钛型材热拉弯蠕变成形的主要质量要求及成形过程中电参数的计算方法，分析热拉弯蠕变成形工艺的技术经济效果。     

30CrMnSiA钢螺栓电镀镉钛后的工程应用问题

为解决30CrMnSiA钢螺栓电镀镉钛后的实际工程应用问题,即为确保30CrMnSiA钢螺栓电镀镉钛后在火箭发动机上使用的安全性,为防止镀层脱落后螺栓防腐效果的减弱及可能产生的后脆问题。本文依据镉钛镀层破坏(磨损)试验、盐雾试验及后脆试验的结果,论证了30CrMnSiA钢螺栓在实际工程中采用电镀镉钛加涂覆软膜整体防护措施的可行性,并证明了镉钛+软膜防护层确为一种安全有效的整体防腐体系,值得在火箭发动机上所用的高强度螺栓上推广应用。     

钛和钢螺栓抗剪接头寿命对比试验分析

本文对钛和钢螺栓抗剪接头的寿命进行了对比试验,对两者的应力—寿命(S—N)曲线进行了分析,为钛螺栓的推广应用提供了定量数据。     

（TC4）抗拉型环槽铆钉的研制

概述了在ＨＢ６８４３～６８５０－９３《钛合金环槽铆钉》编制过程中，对国产ＴＣ４材料的试用研究、工艺方法探索情况；介绍了在钢夹层上和在复合材料夹层上，用国产ＴＣ４材料制成的抗拉型钛环槽铆钉所做试验的结论：按ＨＢ６８５１－９３规定的夹紧力进行铆接，国产ＴＣ４抗拉型钛环槽铆钉的疲劳寿命已达到或超过了美国ＮＡＳ６２１和ＢＰＳ－Ｆ－４６的规定值。     

某型飞机高强度钢无氰镀镉-钛工艺分析及应用

为解决30CrMnSiNi2A螺栓电镀镉-钛的实际工程应用问题,确保该螺栓镀镉-钛后的使用安全性,按照无氰镀镉-钛合金工艺标准配制槽液,并对试镀件的氢脆性、镀液钛含量、溶液其他组分的影响、槽液pH值的影响等工艺参数的控制进行试验。所有试验结果均满足工艺质量控制要求。     

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...     

拉弯工艺信息管理系统

分析了拉弯加工工艺参数制定的特点、存在的问题,以及拉弯工艺信息管理中存在的不足,详细介绍了作者设计开发的拉弯工艺信息管理系统,包括拉弯工艺信息数据库模型、系统功能、系统结构和系统的实现方式,并给出主要程序流程和系统运行结果。     

不同载荷下螺栓法兰连接结构非线性刚度影响因素

为研究各影响因素对螺栓法兰连接结构非线性刚度的影响规律,建立了带升角螺纹连接结构精细有限元模型,进行了全六面体网格划分,并验证了模型的有效性,分别进行了拉伸、弯曲、扭转载荷下仿真分析。结果表明:螺栓初始预紧力越大,连接结构抗弯、抗扭刚度越大,初始预紧力对抗拉刚度没有影响,拉伸载荷下初始预紧力提高了两法兰分离的临界阻力,弯曲载荷下,初始预紧力越大,触发两法兰出现开口状态的外部弯曲力矩值越大,各螺栓越不容易承担外力,两法兰开口前,初始预紧力对连接结构抗弯刚度影响较小,开口后影响较大;螺栓直径越大、个数越多,连接结构抗拉、抗弯、抗扭刚度越大;螺栓位置越靠近法兰筒,连接结构抗拉刚度越大,分别存在一个最优螺栓位置值,使得连接结构抗弯和抗扭刚度最大;结合面间摩擦因数对连接结构抗拉、抗弯刚度没有影响,结合面间摩擦因数越大,连接结构抗扭刚度越大,其中法兰-法兰结合面间摩擦因数对刚度曲线第一段内抗扭刚度影响较大,螺栓-法兰结合面间摩擦因数对第二段内影响较大。      

论油箱区紧固件的安装力矩和夹紧力的关系

通过对某型号飞机油箱区及密封区紧固件(螺栓、螺母、垫圈等)在装配中出现的过装配、螺栓断裂、螺栓的安装顺序等问题进行分析,并对安装力矩与夹紧力之间关系进行螺栓拉脱力试验,通过试验结果分析它们之间的关系,最终得出合理的安装力矩值。     

基于DEFORM的钛合金高速拉削力和拉削热有限元仿真

基于DEFORM软件,利用有限元方法对钛合金高速拉削过程中的力和热进行了建模与仿真,分析了拉削速度、齿升量、刀具前角对拉削力和拉削温度的影响规律。结果表明:拉削力随拉削速度和刀具前角的增大而减小,随齿升量的增加而增大;拉削温度随拉削速度和齿升量的增大而升高,随刀具前角的增大而降低。     

法国航空标准 AIR9184钛合金螺栓的暂行验收条件

前言 本标准代替了法国航空技术委员会动力装置部颁发的情况通报第41960号,《钛螺栓和螺钉的交付条件》。     

复合材料单排多钉接头疲劳损伤失效试验

针对T300/BMP-316复合材料层合板单排三钉双剪连接接头进行了静拉伸与拉-拉疲劳试验研究,考虑了三钉接头的三种几何尺寸及有无拧紧力矩两种工况对其力学性能的影响.为对比三钉与单钉螺栓接头的力学性能差异,对单钉螺栓接头也进行了试验.为了解层合板双剪接头螺栓孔随着载荷增加的变形情况,对螺栓孔的径向伸长变形进行了测量.结果表明:三钉接头的破坏形式与接头的尺寸密切相关;用单钉接头的力学性能来表征多钉接头的力学性能存在一定的误差;试验得到了螺栓孔变形与载荷增加的关系曲线.