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161.
美国联邦航空局(FAA)发布新适航指令AD 2014-03-06,强制要求航空公司对波音737CL飞机的主起落架支撑梁区域进行裂纹检查。本文结合维修经验,对检查发现裂纹后的修理方法进行总结、分析。 相似文献
162.
163.
采用计算和实验相结合的方法,初步研究了电热除冰过程中的热力耦合特性及其对冰层的影响。在电加热条件下,耦合外部气动力载荷的作用,采用有限元方法计算了不同热流密度下表面冰层和蒙皮间界面法向和切向应力的分布,比较了加热/不加热条件下界面法向和切向应力分布的差别,研究了冰层最大主应力随热流密度的变化规律。研究发现,电加热条件下,在表面冰层融化前,热力耦合特性将造成冰层内部应力的显著增加,从而造成冰层局部区域的破裂,加速冰层的破坏。同时,设计的原理性实验结果验证了热力耦合特性对冰层的破坏影响。研究结果对于电热除冰理论和除冰技术的发展有现实意义。 相似文献
164.
165.
提出了一种多部位损伤全寿命分析的工程方法,该方法包含3部分内容。对多裂纹萌生问题,通过研究多细节结构中裂纹萌生机理,将裂纹萌生寿命的取值事件转化为3个独立事件的积事件,前者的发生概率等于3个独立事件发生概率的乘积,3个独立事件的发生概率可由单细节结构裂纹萌生寿命的概率分布求得。从而可由单细节结构裂纹萌生寿命概率分布得到多细节结构中依次出现的各条裂纹的萌生寿命的概率分布。对多裂纹扩展问题,先通过有限元方法计算出多裂纹指定长度组合下的应力强度因子,然后引入响应面法,定量地建立了裂纹长度与应力强度因子之间的函数关系,由响应面模型得到多裂纹任意长度组合下的应力强度因子,最后采用循环接循环法进行裂纹扩展分析。对多裂纹结构失效分析,采用亚临界条件判断结构是否失效,认为结构上萌生的首条裂纹与第2条裂纹的位置相邻,裂纹发生首次连通时,结构失效。进行了单细节带孔板与多细节带孔板的裂纹萌生扩展试验,并对多细节带孔板的裂纹萌生扩展寿命和首次裂纹连通寿命进行了预测。预测结果和试验结果吻合良好,表明该方法是有效的。 相似文献
166.
167.
为了对工程断裂关键件进行全面的损伤容限分析,需要发展一种能够考虑小裂纹阶段的疲劳裂纹扩展数值分析方法。在Paris公式的基础上基于镍基粉末高温合金小裂纹扩展行为特点,提出了一种小裂纹加长裂纹阶段的裂纹扩展物理力学过程描述,并以此建立了裂纹扩展速率模型。同时考虑到工程应用,将该模型通过FRANC3D软件的用户子程序,与有限元方法结合,构建了一种可分析实际工程结构例如航空发动机涡轮盘上疲劳裂纹扩展的数值分析方法。针对带初始缺陷的FGH96合金标准试棒进行了裂纹扩展数值分析,并与开展的裂纹扩展寿命实验进行了对比。数值计算结果与实验结果吻合较好,表明该方法能够充分考虑小裂纹阶段的裂纹扩展行为特点,适用于分析工程结构疲劳裂纹扩展的全过程。 相似文献
168.
含多裂纹结构的可靠性分析方法 总被引:4,自引:2,他引:4
为了对含多裂纹结构的可靠性进行评估,在疲劳多裂纹扩展随机模型的基础上,建立了含多裂纹结构的可靠性分析模型.结构的可靠度是控制裂纹扩展的多维随机变量落在等寿命曲面(线)与坐标面(轴)围起的范围内的概率,即多维随机变量的概率密度函数在等寿命曲面(线)与坐标面(轴)围起的范围内的积分.针对较为简单的情况,建立了完全积分可靠性模型;针对复杂结构但各条裂纹扩展特性相差不大的情况,建立了简化串联可靠性模型;针对复杂结构各条裂纹扩展特性相差较大的情况,建立了修正简化串联可靠性模型.考虑结构可靠性的粗略分析,给出了可靠度的上限值.结合多裂纹扩展随机模型给出了算例. 相似文献
169.
三维裂纹应力强度因子的有限元计算分析 总被引:8,自引:0,他引:8
在大型有限元工程软件ANSYS中,对于裂纹应力强度因子的二维计算已经有了比较完善的方法[1]. 但在对三维裂纹的应力强度因子求解问题上目前所采用的方法主要是靠人工手动地生成节点,然后再生成单元和结构.这种方法工作量大,不利于结构程序化,特别是对复杂结构更为难以实现.本文利用三维实体建立计算模型,对模型进行独特的局部网格划分,以孔边角裂纹为例阐述了在ANSYS中, 三维裂纹应力强度因子计算分析的简捷方法.并将计算结果和现有理论结果进行对比分析,其计算精确程度完全满足工程要求[2]. 相似文献
170.
选取转子支承系统为研究对象,利用传递矩阵方法计算转子系统的动力特性,目的在于探求裂纹对转子动力特性的影响。计算结果表明:裂纹对转子的各种动力特性都有影响,但影响很小。这对于发动机的正常工作是非常有利的。但从故障检测方面考虑,若想通过振动特性的变化来检测裂纹故障是相当困难的。 相似文献