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。     

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。      

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。     

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。     

30CrMnSiA钢的真空热处理

真空热处理是金属材料热处理领域的新技术。本文将30CrMnSiA钢采用真空炉、空气炉、盐溶炉热处理，对其组织性能进行对比分析。结果表明:30CrMnSiA钢经过真空热处理，其综合力学性能尤其是弯曲疲劳强度大幅度提高。     

两种中温固化胶粘剂的剪切疲劳和蠕变性能研究

研究了SY 2 4B胶膜和SY H2糊状胶粘剂的剪切疲劳和蠕变性能。SY 2 4B胶膜和SY H2糊状胶粘剂同为中温固化的结构胶粘剂 ,SY 2 4B胶膜采用橡胶增韧 ,SY H2糊状胶粘剂采用热塑性树脂增韧。SY 2 4B胶膜虽然具有优异的韧性 ,但SY H2糊状胶粘剂的剪切疲劳和蠕变性能优于SY 2 4B胶膜 ,这与增韧剂种类与胶层厚度有一定关系。温度、应力和时间也是影响蠕变量的重要因素     

某发动机低压涡轮盘技术寿命研究

本文对某发动机低压涡轮盘进行了技术寿命研究。对盘进行了应力计算,寿命分析,确定了考核部位。对试验设备、试验件及试验参数进行了介绍。给出了2个试验件的试验结果,并根据有关规范给出了轮盘的标准循环数和平均飞行小时数。试验研究为轮盘定寿、延寿提供了试验依据。      

考虑应力状态的疲劳裂纹闭合分析

利用改进的条带屈服模型 (Modified Strip Yield Model),通过对裂端约束的研究,提出组合约束因子的概念,发展了 Budiansky和 Hutchinson的解析模型,建立了可考虑不同应力状态的疲劳裂纹闭合模型,可方便地推广到穿透厚度裂纹的闭合分析中。与航空结构合金的实验数据及有限元结果的比较显示该模型能准确预测疲劳裂纹闭合中载荷比、应力状态和厚度等重要因素的影响。给出的显式结果可以方便地用于航空工程实际。     

基于人工神经网络的预腐蚀铝合金疲劳性能预测

 通过对BP神经网络算法分析和收敛性改进,从获得的预腐蚀和疲劳试验数据中通过训练建立了LY1 2CZ铝合金腐蚀性能和疲劳特性与预腐蚀温度和时间的映射模型,从而可预测铝合金在一定预腐蚀环境谱下的最大腐蚀深度和疲劳特性。神经网络算法采用 BP算法 ,网络结构采用2-4-2形式。结果表明 ,神经网络用于预腐蚀铝合金的腐蚀状况和疲劳性能预测是可行的