随机疲劳可靠度预测的状态分析方法研究

 两级载荷下的疲劳剩余寿命试验结果显示,在没有疲劳失效的情况下,若先施加低应力,则在后续的高应力下剩余寿命的标准差与该高应力下原始寿命的标准差相比变大;若先施加高应力,则在后续的低应力下剩余寿命的标准差与该低应力下原始寿命的标准差相比变小。根据两级循环载荷作用下剩余疲劳寿命分布规律的实验规律,以描述剩余寿命分布变化的数学模型为基础,提出了一个根据载荷历程作用下结构/ 零件状态变化预测随机载荷下疲劳可靠度的方法。使用该方法,可以根据已知的材料或零件的原始P-S-N 曲线,借助剩余寿命分布和载荷循环数—疲劳寿命干涉分析计算随机载荷作用下的疲劳可靠度。     

论加速可靠性增长试验(Ⅷ)试验的组织与实施

对加速可靠性增长试验的组织与实施，包括加速应力的选择，加速应力水平值及加速应力水平个数的确定，样本量的确定，分组数据区间长度的确定，试验终止时间的确定，可靠性增长模型的选择，图分析与数值分析的综合利用等问题进行了讨论。     

直8型机动部件疲劳定寿

直8型机动部部件结构形式特殊,关键部位众多,主要承受高频率、低幅值的高周振动疲劳载荷,属高周疲劳结构,是直升机疲劳定寿的主体,与定翼机的疲劳定寿有很大差别。本文全面叙述直8型机动部件定寿中采用的所有工程技术关键,重点介绍了全尺寸结构的S-N曲线确定方法和实测载荷谱的编制技术。     

加速寿命试验的理论基础(Ⅰ)

提出了有效的加速寿命试验对加速系数的要求，讨论了加速系数的性质与用途，并给出了常见的失效分布族。     

随机振动载荷作用下的结构疲劳寿命估算

介绍了随机过程功率谱密度(PSD)函数的特性,讨论了在各种不同随机振动载荷下应用有限元分析(FEA)获得的应力响应功率谱密度(PSD)函数寿命预测的公式,并设计出具有实际应用价值的、可用于飞机研制工作的结构疲劳寿命估算计算机程序(FORTRAN程序)。为说明寿命预测的实际过程,文中最后对某型号飞机减速板进行了结构疲劳寿命的估算。     

腐蚀温度对飞机疲劳寿命的影响

针对飞机在高空飞行环境对飞机结构的疲劳寿命的影响,进行了+50℃～-50℃温度的腐蚀试验研究。共做了3种航空材料（LY12CZ、LC4CZ铝合金和30CrMnSiA合金钢）的腐蚀试验,得到3条腐蚀温度T与腐蚀时间H的特性曲线,说明了临界腐蚀温度的存在,并分析出飞机在-50℃高空腐蚀环境下,腐蚀对飞机机体疲劳寿命基本没有影响。     

飞机结构预腐蚀疲劳曲线研究

为评估地面停放预腐蚀对飞机结构疲劳寿命的影响 ,采用二元线性回归方法建立了一种新的预腐蚀疲劳曲线幂函数表达式。该曲线的指数为常量而对数截距是预腐蚀时间的线性函数。这两个特性使得曲线形式简单 ,参数几何、工程含义明确 ,并易于工程应用。通过寿命反推建立了参数修正的三参数预腐蚀疲劳曲线 ,该曲线已成功用于飞机结构腐蚀条件下的疲劳寿命估算。     

用长期贮存定期检测法预测药柱使用寿命

对不同贮存期的某固体火箭发动机所用ＨＴＰＢ药柱进行了大量的力学性能试验,得到了该推进剂有关力学性能随贮存时间的变化规律, 分析了药柱在生产、运输、贮存、勤务处理和点火燃烧等过程的受载状态; 针对最危险的载荷, 对不同贮存期的药柱进行了应力、应变状态的有限元分析。对比不同贮存期推进剂的力学性能, 预示了药柱的使用寿命     

固体推进剂空穴损伤的理论与实验分析

在空穴累积损伤和微孔洞形核、长大和汇合损伤二种损伤模式分析的基础上，提出一个空实损伤细观力学模型，根据粘弹性对应原理和数学分析，求得空穴损伤演变的二个理论数学表达式。要用空穴损伤非接触诊断专利技术，进行老化药柱的空穴损伤实验研究，求得一种固体复合推进剂的空穴损伤演变的实验曲线和使用寿命。因为贮存失效临界点是实测的，对比实验分析表明：若药柱贮存时间超过贮存失效临界点，则药柱要出出裂纹，超过的时间越长则药柱中的裂纹就越大。     

1Cr18Ni10Ti不锈钢疲劳性能研究

采用真空感应加电渣重熔冶炼技术生产的1Cr18Ni10Ti不锈钢，其冶金质量和全面性能较以前相比均有很大提高。通过对1Cr18Ni10Ti棒材样品疲劳断口的研究分析表明，材料的疲劳性能与冶金质量、内部组织结构、试件表面完整性有关。改变热处理制度能显著提高材料的疲劳寿命，在其他条件相同的情况下，样品的表面完整性对疲劳寿命有很大影响。在试验过程中发现，疲劳裂纹源多为机加工留在表面的刀痕、划痕。