Ti1023主桨毂中央件的微动疲劳及其防护

微动疲劳普遍存在于航空结构中,是研究的热点之一。结合某型机Ti1023主桨毂中央件抗微动疲劳的工程实践,介绍了微动疲劳机理、影响因素和防护技术,为缺口敏感型Ti1023材料在其他动部件推广应用提供有益借鉴。     

前襟操纵拉杆开裂分析及改进措施

通过普查和典型件分析，查明了拉杆开裂是结构设计不当、制造未达到要求、装配预紧力控制不严及服役期间条件较差造成的。据此，在设计和生产中采取了改进措施。     

低压涡轮叶片锯齿冠叶片阻尼面激光熔敷涂层技术

采用激光熔敷涂层新技术强化处理低压涡轮叶片锯齿冠阻尼面，在国内还属首次，它成功地解决了阻尼面微动磨蚀问题，并顺利地通过了台架试验、高空台试车和上天飞行考核。专家技术评审认为已达到国际８０年代末水平，下文介绍了叶片激光熔敷涂层及其有关的显微组织、结构与性能。     

采用新型驱动器的微位移工作台设计与实验研究

介绍了一个高精度的微动工作台,该工作台以柔性铰链为弹性导轨,并采用了一种新型驱动器作为驱动元件,实现了较高的定位精度。同时对工作台的特性进行了实验和分析。     

IML—2计划与现状

日本宇宙开发事业团就有关预定于１９９４年７月进行的第２次国际微重力实验室（ＩＭＬ－２）的计划内容以及准备情况概述如下。１．ＩＭＬ－２计划概要ＩＭＬ－２计划是以美航宇局（ＮＡＳＡ）为中心，通过国际合作实施的空间实验计划。由参加的各国将各自准备的实验装置，搭载在哥伦比亚号航天飞机的空间实验室上，利用微重力环境进行各种生命科学和材料科学实验。（１）推动计划的办事处：ＮＡＳＡ生命、材料科学应用局（ＯＬＭＳＡ）（２）计划实施综合中心：ＮＡＳＡ马歇尔空间飞行中心（ＭＳＦＣ）（３）任务梗概：任务时间　１３天（…     

影响微动疲劳行为的材料因素研究

实验对比研究了两种结构不同的钛合金 [Ti6Al4V (α +β型 )和Ti5Al2 .5Sn(α型 ) ]和两种结构相同 (马氏体 )但强度与硬度差别较大的耐热不锈钢 (lCr11Ni2W 2MoV和Cr17Ni2 )的微动疲劳 (FF)抗力及微动垫材料的影响 ,以进一步探讨材料因素对FF抗力的作用规律和机制。在本文实验条件下 ,具有较高强度和疲劳极限的Ti6Al4V钛合金和Cr17Ni2耐热不锈钢的FF抗力分别高于Ti5Al2 .5Sn钛合金和 1Cr11Ni2W2MoV钢 ,即在材料组织结构相同或相近的条件下 ,屈服强度和疲劳极限决定FF抗力 ;当材料与高硬度配副接触时 ,FF裂纹易于萌生 ,FF损伤倾向增大 ,此时喷丸形变强化可更有效地提高材料的FF抗力。     

微动疲劳寿命可靠性分析方法研究

针对结构的微动疲劳问题,发展了一种寿命可靠性分析方法。在微动条件下,接触区域处于多轴应力状态,采用基于临界平面法的多轴疲劳参数对结构的微动疲劳寿命进行预测。在确定性寿命计算的基础上,考虑弹性模量、摩擦系数以及寿命预测模型中材料常数的随机性,利用响应面方法,结合Monte-Carlo模拟技术获得结构微动疲劳寿命可靠性模型。最后将此方法用于燕尾榫结构的微动疲劳寿命可靠性分析,验证了所提出方法的可行性和有效性。     

基于雷达相位测距的微动特征获取

针对微动目标的雷达回波特征信号一般较小难以提取的特点,提出了一种基于雷达相位测距的微动特征获取方法。相参雷达工作在宽窄交替模式下,宽带信号形式为线性调频（Linear Frequency Modulation,简称LFM）。首先,通过窄带相位测距（游标测距）测量目标质心的平动轨迹;其次,通过宽带相位测距测量目标上各个散射中心的运动轨迹;最后,从散射中心运动轨迹中除去质心平动轨迹,获得散射中心相对于质心的微动轨迹。相位测距精度极高,已知微动模型,可以估计微动参数,获取微动特征。仿真结果表明,该方法可以有效获取目标的微动特征。     

榫连接结构微动疲劳寿命研究

根据航空发动机叶片和轮盘的榫连接结构接触区域的几何特性,对其微动疲劳接触问题进行了简化.通过有限元方法对简化模型进行数值计算分析,获取相应的应力、应变和位移.将临界平面法和微动损伤机理相结合,提出了一个微动损伤参量,并建立相应的微动疲劳寿命预测模型.将TC11试验件和榫连接构件的微动疲劳试验寿命与预测寿命进行比较分析.结果表明:所建立的微动疲劳寿命模型其预测结果误差分散带均在2倍因子以内.      

飞机结构抗疲劳与断裂设计技术出版信息

航空航天部飞机结构抗疲劳与断裂设计技术研究（简称“AFFD”）系统工程预期“七五”期间可提供如下出版物: 1.美空军飞机结构耐久性设计手册 2.国产常用航空材料喷丸强化手册 3.美空军飞机结构耐久性设计手册背景材料（分上、下册出版） 4.螺栓与连接耳片强度分析手册 5.美空军连接耳片损伤容限设计指南