飞机结构耐久性要求的新进展

 本文回顾了国内外有关飞机结构耐久性要求的发展情况。重点综述了在新的耐久件要求下,耐久性设计的基本思想、特征、广泛的适用范围、多种设计目标和完整体系。简述了两大类耐久性分析方法和耐久性试验特点、说明了耐久性设计与安全寿命设计和损伤容限设计之间的联系与区别。     

LY12CZ板材疲劳损伤及裂纹形成研究

 受交变载荷的构件,其疲劳损伤裂纹形成阶段在全寿命中占有相当大的比例。已有的疲劳损伤分析要求给出明确的应力或应变控制条件。只有光滑构件才能满足该条件,而缺口构件的疲劳损伤经常发生在缺口根部附近,这里的控制条件是难以准确模拟的。因此对缺口构件的疲劳损伤分析须进行细致的实验观测。     

承载紧固孔边应力强度因子

 <正> 1.孔边穿透裂纹应力强度因子 采用宽度修正系数FB(c/W),可得紧固件孔边裂纹的SIF式中f_1(α/R)、钉载作用时的FB(c/W)以及未开裂应力σ_Y(X)。对双向载荷下的宽度修正系数,采用文献的数据最小二乘拟合,得     

关于一种宏观疲劳裂纹扩展特性假说的探讨

提出一个关于宏观疲劳裂纹扩展特性的假说：用不同的方法分析宏观疲劳裂纹扩展数据,宏观疲劳裂纹扩展可以表现出不确定性和确定性两种不同的特性。给出一种图形分析法,并用该方法分析了16MnR钢板的16套宏观疲劳裂纹扩展实验数据,分析结果验证了该假说。     

飞机装配连接中受拉螺栓表面裂纹应力强度因子的估算

本文在模拟飞机装配连接中螺栓实际受力工况实际的基础上,对在某型飞机装配连接时所使用的 所使用的３０ＣｒｍｎｓｉＡ 螺栓纹根据部处的表面裂纹在拉－拉载荷下应力强度因子Ｋ进行了初步研究。     

具裂纹的桁架结构系统静强度可靠性分析

根据具裂纹结构的剩余截面模量和刺余极限应力,分别在屈服与断裂失效条件下建立了元件的安全余量,并以两者串联的失效概率为该元件的失效概率,分析了结构系统的失效过程.算例表明:不同裂纹长度元件的失效形式可不同,结构系统主要失效路径中元件屈服与断裂失效同时存在.认为有裂纹结构的可靠性分析需同时考虑元件的屈服与断裂失效.     

某型发动机高压涡轮工作叶片叶尖裂纹修复方法

采用激光熔焊方法,修复了高压涡轮工作叶片叶尖裂纹,有效降低了发动机修理成本,提高了发动机修理的经济效益.     

一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法

为保障直升机被弹击后仍具备充足时间供直升机安全降落,亟需对弹击后传动轴进行损伤容限设计,确保其被击中后仍拥有足够的剩余疲劳寿命.本文提出了一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法,可有效预测弹击损伤后的疲劳裂纹扩展寿命.采用该方法对尾传动轴进行弹击动力学仿真分析;其次,发展一种非标准断裂韧度测试方法以获取尾传动轴的断裂...     

转轴裂纹扩展的可靠性灵敏度分析

在Paris-Erdogan裂纹扩展模型的基础上,考虑裂纹扩展模型的随机参数影响,采用裂纹长度失效准则建立了旋转机械转轴裂纹扩展的可靠性模型,应用随机摄动理论和Kronecker代数导出了状态函数的前四阶矩,应用应力-强度干涉理论和四阶矩技术确定了转轴裂纹扩展的可靠度,利用矩阵微分理论和灵敏度技术系统地研究了转轴裂纹扩展的可靠性灵敏度问题.      

含裂纹叶片的轴流式压气机整体叶盘振动特性分析

某型轴流式压气机性能试验过程中出现转子叶片裂纹故障.结合该型压气机结构特点,分析了振动响应的时域信号、频域信号以及高频成分出现的频率波动现象,总结了含裂纹叶片的轴流式压气机整体叶盘振动特性.分析结果显示:含裂纹叶片的整体叶盘使得轴流压气机振动响应呈现非线性特性;振动频谱中出现共振峰分离现象,表明叶片裂纹引起轴流压气机1级转子叶盘出现结构失谐;随转速升高,两个共振峰对应频率均出现波动现象(波动周期分别约为8s和9.2s),叶片裂纹不断扩展且数量增加,整体叶盘失谐程度不断加深,整体叶盘系统出现低阶模态局部化现象.