缺口件振动疲劳寿命分析的名义应力法

为了描述缺口根部应力均方根(RMS)的集中程度,给出了缺口件在动态载荷激励下的应力均方集中系数的定义及其计算公式.基于结构疲劳的基本机理,通过考察缺口根部应力均方根的分布特点,给出了疲劳缺口系数的计算公式,形成了缺口件振动疲劳寿命分析的名义应力法.通过3个算例的计算结果表明,本文提出的方法能很好地预测缺口件的振动疲劳寿...     

V型缺口根部裂纹应力强度因子的有限元分析

各种宏微观缺口会导致局部的应力/应变集中,疲劳裂纹往往萌生于缺口根部,缺口根部与裂纹前沿的三维应力场相互作用使得缺口根部裂纹前沿的应力场非常复杂,很难得到精确的解析解.文中利用三维有限元方法系统研究了V型缺口根部裂纹前沿的三维应力场,分析了缺口约束对裂纹前沿应力状态的影响,建立了考虑缺口约束影响的应力强度因子经验解,对实际应用具有指导意义.     

基于乘幂伸缩因子的参数曲线自由变形

为了改进参数曲线自由变形方法,构造了一种新的基于乘幂函数的伸缩因子,它不仅具有已有伸缩因子的特性,还具有区域峰值性,并且变形操作对Bézier曲线和NURBS曲线具有封闭性.在将伸缩因子作用于待变形曲线方程时,通过交互改变控制参数来控制曲线的形状,从而得到变形效果.实验结果表明,该方法计算简单、易于控制,可以得到丰富的变形效果,适用于几何造型、计算机动画等领域.     

Birnbaum-Saunders分布环境因子的置信限

环境因子在不同环境下试验数据的折算与综合问题中有着重要应用。在失效机理保持不变的条件下,讨论Birnbaum-Saunders疲劳寿命分布环境因子的估计问题。设产品在环境1、环境2下的某指标分别为X、Y,定义环境因子K EX EY,给出了X、Y的分布均服从Birnbaum-Saunders疲劳寿命分布时K的置信限。     

基于模糊层次分析法的航空人为因素问题重要性识别

针对现代航空中存在的沟通、压力、团队合作以及生理和心理方面的人为因素问题,采用模糊层次分析法对其重要性进行识别.结果显示,语音信息沟通、机组资源管理、书面信息沟通、空管班组资源管理、疲劳、情景意识、维修班组资源管理、过分自信和满足在现代航空人为因素问题中占有比较突出的地位.     

国产碳纤维增强树脂基复合材料阻尼性能实验研究

碳纤维增强复合材料的阻尼性能对结构的减振能力具有重要影响。复合材料的阻尼机理与均质的各向同性材料有很大不同。利用瞬态冲击振动梁法得到了不同树脂基体、不同纤维铺层角国产碳纤维增强复合材料的动态特性数据,并提取了模态频率与模态损耗因子,研究了树脂基体材料和纤维铺层角对复合材料动力学性能的影响规律,同时研究了材料的阻尼性能随着振动频率的变化规律。实验结果表明,603基体的复合材料比605基体及606基体的复合材料具有更高的模态损耗因子;同样的基体,增大铺层角,结构柔度增大,损耗因子也增大;随着振动频率变化,在某一频率下,模态损耗因子出现了峰值。     

军机某疲劳关键部位加速腐蚀当量关系研究

为评定飞机结构日历寿命体系,针对某框横梁下耳片根部三角区处腹板第1个铆钉孔部位,给出了地面停放局部环境谱和加速试验环境谱,并对加速试验环境谱进行了有效性检验。采用当量折算法和腐蚀程度对比法,给出折算系数,建立加速试验环境谱和地面停放局部环境谱作用下的当量加速关系。     

铝合金点蚀对应力集中系数影响的分析

采用有限单元法建立铝合金点蚀三维圆锥体模型,对拉伸载荷下不同径深比和深度的点蚀应力场进行分析,得到点蚀有效应力集中系数巧：并在定性分析点蚀群蟛影响因素的基础上,采用分区随机数定位分布的方法,引入点蚀系数定量分析点蚀群巧。最后采用回归方法分析得到点蚀径深比、深度和点蚀系数与巧的经验公式。     

层合阻尼薄板之各向异性参数对损耗因子的影响分析

运用各向异性层合阻尼结构理论分析方法和正交试验等分析方法。着重考察了各层纤维铺设角度。纵、横剪切模量和纵、横拉伸模量等各向异性参数对各向异性层合阻尼薄板阻尼性能参数——损耗因子的影响。结果表明：各向异性参数在不同的模态下对层合阻尼薄板损耗因子的影响力不同，其中。各向异性层纤维铺设角度的影响较为复杂。其影响力在不同层合阻尼结构、不同的模态下差异较大；而纵、横剪切模量、纵、横拉伸模量的影响力随着模态的升高逐渐增大。此外，通过对各向异性参数的变化影响进一步分析表明：各向异性参数的变化影响各有特点，具有结构优化的潜能。     

已飞飞机原寿命的疲劳分散系数

 为了准确利用已飞飞机的使用寿命,探讨了两种情况下已飞飞机原寿命的疲劳分散系数:①探讨已飞飞机的原寿命等于机群飞机给定使用寿命时的疲劳分散系数;②探讨已飞飞机作为机群飞机定寿试验机时的疲劳分散系数。通过研究,第1种情况的已飞飞机原寿命的疲劳分散系数可取1,第2种情况的已飞飞机原寿命的疲劳分散系数按规范规定的试验寿命的疲劳分散系数取值。这种取值方法可提高飞机定寿的可靠性。