飞机铝梁接头耳片与钢衬套过盈配合对飞机寿命的影响

初步探讨了飞机机翼翼梁接头高强度铝耳片与钢衬套过盈配合在应力腐蚀与干涉连接综合作用下 ,对耳片疲劳寿命的影响及影响程度 ,并提出了结构设计时应遵循的几项原则。     

2D70铝合金热稳定性研究

2D70是可热处理强化的耐热铝合金,一般用在高温场合.以2D70铝合金自由锻件为对象,研究了热稳定化处理对合金室温、高温拉伸性能的影响,测定了合金的高温持久、蠕变性能,并观察了合金在这些高温试验条件下的组织变化.结果表明,2D70铝合金的耐热性较好,可在150℃长时使用,175℃以下时,合金的性能和组织变化都不明显;高温下合金的断口呈现沿晶断裂特征.     

基于人工神经网络的涡轮盘蠕变可靠性分析方法

用ADINA程序计算的涡轮盘盘缘蠕变位移量的有限个结果对人工神经网络进行训练。利用Monte-Carlo法对基本随机变量进行随机抽样,并基于随机有限元方法思想用人工神经网络代替有限元程序计算涡轮盘盘缘蠕变位移量,进而分析涡轮盘蠕变可靠性。      

考虑蠕变和应力松弛的发动机高温构件寿命分析方法

建立了考虑蠕变和应力松弛的航空发动机涡轮叶片等高温构件的持久寿命和低循环疲劳寿命预测方法。用该方法对某型发动机低压涡轮工作叶片在实际飞行载荷谱作用下的持久寿命和低循环疲劳寿命进行了分析。研究结果表明,所建立的寿命预测方法是合理可行的。      

CDM GDP技术在我国机场流量优化管理中的应用研究

借鉴美国CDM GDP的成功经验,结合我国的实际,对CDM GDP在我国机场流量优化管理中的应用进行了初步的研究.由于恶劣天气等原因,使机场降落容量大幅度降低,必然导致降落航班延误.通过CDM GDP的关键技术RBS和压缩,得到每架延误航班的起飞时间,从而使被延误的航班在起飞机场等待,避免了改航、备降和空中等待等问题,提高了安全性,降低了费用.在满足公平性的同时,使航班的总延误最小.     

确定微动疲劳寿命的附加应力法

通过引进新的微动疲劳参数 ,对微动疲劳寿命进行定量分析。将微动作用的效果作为一种附加应力 ,与普通力学分析中得到的宏观应力一起作为总应力作用于构件。用这个总应力按疲劳寿命计算公式或对照疲劳寿命S -N曲线得到疲劳寿命 ,这个疲劳寿命就是微动疲劳寿命。这种方法称为附加应力法。     

电子束固化高模量纤维增强复合材料力学性能研究

用湿法缠绕工艺制备了M40／EB99—1预浸料，研究了电子束固化高模量石墨化碳纤维M40增强EB99-1环氧树脂复合材料的常规力学性能、耐热疲劳性能和热物理性能，并与M40／5228、M40/4211等热固化复合材料的性能进行了比较。实验研究表明，除了剪切强度稍逊于热固化M40/5228复合材料外，其它常规力学性能都优于热固化M40／5228、M40/211复合材料，表现了较好的综合力学性能。电子束固化M40／EB99—1复合材料经冷热交变循环后的性能明显优于热固化M40／5228、M40/4211复合材料，表现了较好的耐热疲劳性能。     

应力严重系数法在直升机主桨叶寿命评估中的应用

应力严重系数法在定翼机机体寿命计算中已有成功应用，然而对于以高周损伤为主的直升机动部件(如主桨叶)一般均依靠6件全尺寸疲劳试验的方法进行定寿。这不仅需要大量经费，而且也要很长的周期。本文绕开全尺寸疲劳试验这一大的环节，根据相应材料特性数据，采用应力严重系数法对直8型机主桨叶根部接头进行寿命评估。文中给出的方法简单，精度较好，便于工程应用。     

飞机谱载荷下裂纹扩展的三维约束效应

研究裂纹端部三维应力约束、塑性约束和位移约束等对谱载疲劳裂纹扩展的影响。用适于三维应力状态的修正条带屈服模型 ( Modified Strip Yield Model)计算与裂纹扩展有关的三维约束因子。利用所得约束因子的理论解改进 NASA多年来发展的 FASTRAN-II寿命预测软件 ,使其避免了依赖经验确定的约束因子进行寿命预测的局限 ,仅利用一组常幅疲劳裂纹扩展数据和材料的常规机械性能便可预测飞机谱载下的裂纹扩展寿命。对多种谱型、应力水平、过载比和材料的组合情况进行了分析 ,预测寿命与试验结果吻合很好 ,证明本文方法和改进软件可以用于实际结构的寿命预测。     

航空发动机燃烧室蠕变屈曲研究

根据试验与计算分析,提出了确定构件蠕变屈曲临界时间的“曲率极大点”法。理论计算与试验结果的一致性表明该方法合理、有效、可行;通过对板、圆柱壳蠕变屈曲的试验与计算分析,为航空发动机燃烧室的蠕变屈面研究提供了模型简化的基础和方法上的准备;最后,对某型航空发动机燃烧室蠕变屈曲进行了计算分析。