飞机典型结构件加速环境试验研究

以试验研究为基础，对飞机典型结构在人工加速环境条件下的疲劳性能进行研究，并采用结构细节疲劳额定值(DFR)方法对环境条件下的疲劳试验数据进行了处理。     

评定复合材料抗冲击和损伤性能的研究

长期以来，一直采用CAI(冲击后压缩强度)来评定复合材料抗冲击和损伤的能力，大量实验数据证实，它是个物理意义比较含混的力学量，不能正确指导材料研究和设计选材。研究表明，复合材料结构的抗冲击耐久性和含冲击损伤的损伤容限分别对应于材料体系的损伤阻抗和损伤容限，并可以分别用对应静压痕力～凹坑深度曲线拐点的压痕力Fknee,和凹坑深度～压缩破坏应变曲线门槛值CAIT(Compression failure strain After Impact Threshold)来表征。     

一种通用的冲击分析模型及低速冲击响应计算

 提出了一种通用的冲击分析模型,该模型采用连续介质理论描述,用拖带坐标定义摩擦冲击约束,用虚功原理定义冲击控制方程,可以作为不可刺穿型冲击问题的有限元求解基础。在此模型基础上,针对低速冲击问题,给出了采用自适应罚函数增广 Lagrange迭代处理接触力的有限元求解方法,既保证计算精度,又有效抑制算法震荡,并用算例进行了验证。     

用于振动试验的高低温环境设备介绍

阐述了适用于振动试验的高低温环境设备研制过程，主要介绍了环境箱结构及温度控制方面的设计思想，并提供了有关调试数据。该设备主要特点是实用性强、操作简便并具有较高的温度控制精度。     

复合材料层压板冲击后压缩剩余强度的统计分析与可靠性评估

通过对T300/5405复合材料层压板的冲击后压缩强度试验数据的统计分析,指出冲击后压缩剩余强度符合Weibull分布。在此基础上,通过引入冲击威胁的概念,对T300/5405复合材料层压板进行了冲击损伤容限可靠性分析。研究表明,通过在可靠性分析中引入了冲击威胁的概念,可以较充分地发挥复合材料层压板的损伤容限性能。     

美国纺织复合材料在航空结构上的应用研究①(一)

纺织复合材料具有整体性能好、力学结构合理、高的损伤容限和显著的抵抗裂纹扩展的能力,为复合材料应用于主承力结构件提供了广阔的前景。本文介绍了美国在航空结构上对纺织复合材料的应用研究情况。     

复合材料编织接头承载能力的试验研究

 试验研究了用于航空结构的三维整体编织复合材料单耳承力接头在静载条件下的承载能力与破坏模式。单耳接头试样采用RTM(Resin Transfer Molding 树脂传递模塑)工艺制成,重点研究了由3种编织工艺（三维四向、三维五向和三维六向）、2种连接孔加工方式（机械钻孔和编织孔）、2种几何外形所组成的10组三维编织复合材料单耳承力接头的破坏机理与破坏载荷。对其在航空结构中的可应用性做出了评估。     

铝合金结构腐蚀疲劳裂纹扩展与剩余强度研究

 在3.5%NaCl腐蚀溶液环境下对含中心孔LY12 CZ铝合金紧固件的疲劳裂纹扩展进行了试验研究,得到3种不同频率下紧固件的腐蚀疲劳裂纹扩展曲线。试验结果说明,随着频率的增加,腐蚀疲劳裂纹扩展速率逐渐降低,腐蚀溶液中疲劳裂纹扩展速率比在空气中大。以试验数据为基础,结合裂纹扩展分析软件AFGROW,提出一种可以用数值方法模拟腐蚀疲劳裂纹扩展的方法,模拟结果和试验结果符合较好。对紧固孔试验件利用2种失效模式进行了剩余强度分析,得到腐蚀环境下紧固孔结构的剩余强度曲线。     

蜂窝夹芯结构的无损检测技术

NOMEX蜂窝复合材料中常见的缺陷有面板与芯材脱粘、面板分层、蜂窝芯内夹杂、蜂窝芯材褶皱、蜂窝芯节点开裂等。而对于这些缺陷,很难采用一种检测方法进行全面、有效的检测。因此,本文将针对NOMEX复合材料蜂窝结构中不同缺陷类型,开展各种无损检测方法比对分析的综合研究。     

某发动机进气管热模态分析

掌握波纹管的振动特性并使其固有振动频率合理分布是发动机动力学研究的重要内容之一。在分析发动机进气管振动对发动机影响的基础上,建立了某发动机进气管的有限元分析模型。通过仿真计算得到了热振动模态参数,验证了进气管设计的合理性。结果表明,结构温度发生显著变化并引起热应力,进一步影响到结构的固有振动特性,为发动机进气管的动力响应分析和进一步的结构优化设计提供理论参考依据。