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.     

直升机减速器齿轮疲劳寿命评定方法

直升机减速器是直升机传动系统的关键部件。本文分别采用幂函数和三参数两种标准S-N曲线方程的数据处理方法,讨论直升机减速器齿轮开裂破坏模式的安全寿命评定方法。     

LY12CZ铝合金干涉螺接件微动损伤防护技术

 本文分析研究LY12CZ铝合金干涉螺接件的微动损伤防护技术。讨论了不同干涉量、表面处理技术、孔的加工方法及防护夹层对其微动损伤及疲劳寿命的影响。应用断口分析的方法研究了其微动损伤区的形貌、裂纹的起始部位及形式。提出了提高LY12CZ干涉螺接件疲劳寿命的方法。     

螺栓应力应变及疲劳寿命分析

采用有限元分析方法对轴向循环载荷条件下的螺栓进行了弹塑性的应力应变分析 ,运用多轴疲劳问题的判定准则建立了螺栓疲劳寿命预测模型 ,并对螺栓疲劳寿命的试验结果与计算值进行了对比分析     

计算缺口局部应力应变的能量法和低周疲劳寿命预测

局部应力应变法已成为预测结构零、部件疲劳寿命的有效方法。 在工程上,常常用近似的方法来计算应力应变。其中最常用的一种近似方法就是Neuber法,其优点是计算比较简单,但是,所得的局部应变往往偏大,用此应变预测疲劳寿命则偏于保守。因此,有人提出用疲劳缺口系数来代替Neuber法中的应力集中系数。     

轮盘变幅低循环疲劳寿命预测法

本介绍了基于局部应力应变法的轮盘变幅低循环疲劳寿命预测系统，通过大量试验和理论研究改进了局部应力为寿命估算法，使之具有高的工作效率和较好的寿命预估精度，所提出的应用光滑棒预测轮盘变幅低循环疲劳寿命的方法具有较好的精度，方法简便，是一种有前途的试验评估法，本建议的应用变幅循环的结果确定轮盘的可靠性寿命比EGD－3[1]的方法更科学，更可靠。     

服从不同分布的疲劳寿命分散系数分析

民机结构的疲劳寿命服从双参数威布尔分布,其分散系数与战斗机基于对数正态分布的疲劳寿命分散系数存在明显的不同.为分析疲劳寿命服从这两种不同分布时分散系数的区别和联系,导出了疲劳寿命服从双参数威布尔分布时的理论和试验用疲劳寿命分散系数计算公式;并从理论基础和数值计算结果两个方面,对服从对数正态分布和双参数威布尔分布的疲劳寿命分散系数进行了对比,所得的结论对确定民机结构疲劳寿命分散系数提供了重要的技术依据.     

某型飞机中央翼前梁框处纵梁断裂分析

简述了金属结构件断裂的几种模式和机理，通过对断口的宏观、微观分析，确定了裂源位置和裂纹扩展走向，对扩展寿命进行了反推计算，并对首先开裂断面进行了最大疲劳应力范围估算，最后分析了纵梁失效的原因。     

飞机结构日历寿命分析与评估技术研究

对目前国内外飞机结构考虑腐蚀环境影响的日历寿命评估方法的研究现状和发展动态进行了详细的论述，给出了国内外确定飞机结构日历寿命的各种思路和方法，可供飞机结构设计和分析人员参考和研究。