防止JT8D—217A发动机FOD的维护管理计划

FOD(Foreign Object Damage)为发动机外来物损伤。潜在的外来物来源有:单只鸟或鸟群;跑道、滑行道及机坪上的脏物;蓝冰;机身、机翼上的积雪或结冰;跑道上的积雪等。按造成风扇叶片的损伤状态,FOD 可分为两类:软物体 FOD 和硬物体 FOD。软物体 FOD 造成风扇叶片翘曲,硬物体 FOD 造成风扇叶片前缘缺口、撕裂及金属材料掉块等,而硬物体 FOD 打掉的碎片又可能导致发动机叶片的二次硬物体 FOD,因此,硬物体 FOD 较之软物体 FOD 危险性更大。     

单轴非线性连续疲劳损伤累积模型的研究

首先在连续疲劳损伤理论的基础上,根据疲劳损伤过程中金属材料韧性的变化特点,建立一种新的非线性疲劳损伤累积模型。该模型考虑了疲劳极限、平均应力以及损伤参量与加载参数的不可分离的特点,并且能够反映出加载顺序的影响。然后推导出该疲劳损伤累积模型在多级加载下的递推公式。经３种金属材料的疲劳试验数据验证结果表明,用该模型预测疲劳寿命,其结果令人满意的。     

根据损伤理论计算树脂材料的断裂性能

基于损伤理论,计及裂尖前方空穴和微裂纹等缺陷的影响,利用材料在性能实验中变形过程的损伤变化与含裂纹材料在裂纹扩展过程中的损伤变化的相似性,得到用材料的性能曲线计算材料断裂韧性的方法,并将计算结果与实验结果相比较,结论较为吻合。所提出的用材料的性能曲线直接计算其断裂韧性的方法有可能推广于其他高分子材料。     

某飞机剩余强度试验拆毁检查及分析

概述飞机结构拆毁检查情况，对剩余强度试验中飞机结构破坏情况，折毁检查中发现的飞机结构损伤及断口分析结果作简要说明，分析推断断裂顺序，用简图说明中央翼1肋下壁板裂纹形貌特征并分析壁板断裂原因，最后对飞机结构断裂顺序、结构性能及断口分析结果给出结论性意见。     

复合材料韧性评定技术的实验研究

指出复合材料层压板的韧性评定应该包括损伤害限和损伤阻抗两方面内容，实验研究发现冲击凹坑深度是反映韧性最敏感的损伤参数，凹坑深度－冲击能量和冲击后压缩性能的关系曲线存在明显的特点特征点；研究指出有可能用静压痕试验方法替落锤冲击方法来预制损伤，并用4特定层复合材料层压板凹坑深度－压痕力曲线拐点处的接触力作为描述其损伤阻抗性能的物理量，用结构典型铺层复合材料层压板凹坑深度－冲击后压缩破坏应变曲线的门槛值作为描述其损伤容限性能的物理量。     

高模量碳纤维低损伤一步骤浸缠绕技术

介绍了针对采用高模量碳纤维缠绕时损伤严重而研制的一项新技术。通过无辊浸胶系统和纤维浸胶后烘道加热装置，不但降低预浸纱制备和退纱缠绕所造成较大的纤维损伤，而且可以实现预浸纱含胶量精确控制及连续浸胶和缠绕，同时大大提高了缠绕效率。     

材料裂纹型损伤愈合过程观测

对预制裂纹型损伤的愈合过程进行了实时原位观察，结果发现裂纹愈合过程分为裂尖钝化、裂纹分节、裂腔球化、孔洞愈合及质量均匀化等几个明显阶段。所得结果与金相法得到的纯铁的裂纹愈合过程相符，通过建立相关裂纹愈合模型分析认为裂纹愈合过程必须满足一定的热动力学条件，空位迁移是裂纹愈合的主要机制。     

航空发动机涡轮叶片修理技术

介绍了涡轮叶片的清洗、无损检测、叶型完整性检测等预处理,以及包括表面损伤修理、叶顶修复、热静压、喷丸强化及涂层修复等在内的先进修理技术。     

DD6单晶合金的高温蠕变/疲劳损伤研究

利用高频感应加热的方法对DD6单晶合金的高温蠕变／疲劳损伤性能损伤统一本构方程对其各向异性特点和损伤发展规律进行了有限元数值计算。研究发现，DD6单晶合金的高温蠕变／疲劳性能存在明显的方向性，同时在高温条件下蠕变损伤对试件破坏起重要作用，蠕变与疲劳的交互作用会大大缩短材料的循环寿命。