弯曲模故障模糊预测方法研究

建立了弯曲模故障模糊预测模型，使用Delphi语言开发了一个弯曲模故障模糊预测系统。介绍了系统的总体结构和各模块功能。     

涡轮盘榫槽高温复合疲劳试验方案研究

针对某型航空发动机二级涡轮盘榫齿高温复合疲劳裂纹故障，采用全尺寸真实涡轮盘作为试验件，设计了一套新型试验方案，着重解决了高低周疲劳载荷的加载并互不干扰、高频感应局部加温（５５０℃恒温）、高周振动振幅控制以及裂纹检测等几大关键技术，载荷谱与加温均模拟外场真实情况。试验完全实现了故障再现，这说明：该试验方案设计合理，易于推广到其它多种构件的复合疲劳试验，在工程应用研究中具有重要意义。     

以裂纹长度为参量的疲劳裂纹扩展随机模型

建立了以裂纹长度为参数的疲劳裂纹扩展随机模型，给出了计算给定初始裂纹长度（定值或分布）和临界裂纹长度时的裂纹扩展时间分布的方法，以及计算给定初始裂纹长度（定值或分布）和寿命时的裂纹长度分布的方法，并给出了相应的计算实例。     

飞机疲劳载荷谱试验研究

介绍了在战斗机谱载作用下的30CrMnSiNi2A和LY12CZ试件的裂纹形成寿命试验,以及在运输机谱载作用下的30CrMnSiA和LY12CZ试件的裂纹扩展寿命试验。对影响疲劳寿命的主要参数,如高载截取、低载截除、载荷顺序以及不同载荷谱型对寿命的影响进行了讨论,得出了一些有重要意义的结论。     

腐蚀疲劳裂纹扩展与寿命估算

将有效的疲劳裂纹扩展速率表达式应用于腐蚀疲劳,对腐蚀疲劳裂纹扩展寿命估算进行了初步探讨。结果表明:腐蚀疲劳裂纹扩展速率(da/dN)_(CF)与(△K-△K_(thCF))在双对数坐标上呈线性关系。首次提出临界加载频率概念,频率高于临界加载频率,频率对裂纹扩展没有影响;频率低于临界加载频率,提出了表示频率对裂纹扩展速率影响的频率效应函数。经客观的验证,用文中提出的公式估算的腐蚀疲劳裂纹扩展寿命和实验寿命吻合良好。     

涡轮盘用IN718合金的高温低周疲劳及其裂纹扩展特性

研究了IN718合金在360℃、550℃和650℃下的低周疲劳行为及疲劳裂纹扩展速率da/dN,包括循环应力-应变行为、Massing效应、低周疲劳寿命的能量表达以及疲劳裂纹扩展速率,并讨论了保持时间对da/dN的影响。实验结果表明,该合金在各种温度下表现出循环软化,在本文所试温度下具有Massing特性,其塑性应变能与疲劳寿命在双对数坐标中呈现出很好的线性关系,其da/dN随温度的升高而增大,在650℃下保持时间对da/dN的影响很明显,而550℃时则很轻微。     

LY12CZ、LC4CS铝合金板材疲劳裂纹扩展特性研究

已完成了LY12CZ及LC4CS材料4种厚度(5mm、4mm、3mm、2mm)共66件试件的疲劳裂纹扩展试验。用Weibull分布给出了在给定置信度水平下的P-da/dN-△K曲线及不同可靠度下Paris公式的拟合值参量。并对同一可靠度下相同材料、不同厚度的裂纹扩展统计特性作了比较,其结果可供飞机结构耐久性、损伤容限及可靠性设计时参考使用。     

确定相对小裂纹da/dN公式系数的计算反推法

以谱载下相对小裂纹尺寸范围的(a,t)数据为依据,选择适当的裂纹扩展计算程序,以试验与计算寿命的偏差平方和SSE为目标函数,采用直接寻优方法(搜索法)进行优化,从而实现用计算反推法确定相对小裂纹da/dN公式系数,用以代替难度高、耗资大的试验测定,对耐久性分析的DCGA的应用意义重大。     

运输机随机载荷谱的简化和浓缩

以１００次飞行为基础编出的随机谱的数据仅需以１０００次飞行为基础编出谱的１／１０,但裂纹扩展试验寿命相差不到１０％。浓缩谱,只含少数循环,数据比以１００次飞行为基础编出的随机谱少９０％以上,但是,无论是这两种谱的裂纹扩展试验寿命,还是计算寿命,相差都不超过１５％。     

带环状裂纹圆棒的J积分评价方法

通过有限元解析方法分别研究了轴向或扭转载荷下带环状裂纹圆棒试样的J积分的评价方法。首先模拟计算得到了一系列带有不同深度环状裂纹的中碳钢圆棒试样的载荷-位移关系,然后分别利用单试样的简单评价法和多试样的能量评价法计算J积分值。结果发现,当圆棒试样的裂纹深度足够深或位移足够小时,两种评价方法计算的J积分值相当一致。