螺旋锥齿轮安装误差敏感性与容差性研究

研究含刀倾法和变性法加工的螺旋锥齿轮齿面通用模型建立方法, 提出安装误差敏感性和容差性概念, 建立安装误差敏感性和容差性分析模型, 以包含安装误差的齿面接触分析方法为工具, 根据实际的齿轮副参数, 获得安装误差对接触质量的影响规律和保证接触质量的误差极限值.分析与实例计算表明:安装误差敏感性和容差性模型建立了安装误差与螺旋锥齿轮齿轮接触质量和安装工艺参数之间的联系, 为提高螺旋锥齿轮齿轮制造质量和制定科学的安装工艺参数提供了理论指导.      

飞机结构广布疲劳损伤的研究进展

老龄飞机结构的广布疲劳损伤（WFD）严重危害结构的完整性,成为近几年保证飞机结构完整性的研究热点之一。传统的损伤容限分析对广布疲劳损伤结构不适用,含WFD结构中多个裂纹之间的相互作用使得结构的损伤容限评估复杂化。介绍了国内外老龄飞机结构广布疲劳损伤研究的进展情况,包括应力强度因子、剩余强度、裂纹扩展以及裂纹形成的研究,展望了进一步研究的方向。     

复合材料层压板抗冲击行为及表征方法的实验研究

对14种复合材料体系约800个试样进行了冲击阻抗和含损伤层压板压缩强度试验研究,研究发现对于同一种复合材料层压板的冲击能量．凹坑深度曲线和凹坑深度．压缩破坏应变曲线均存在拐点,在出现拐点后内部的分层损伤叠加面积基本上不再增加,压缩剩余强度基本上不再降低,表面冲击部位开始出现纤维断裂。研究表明采用传统CAI来表征损伤容限性能的方法可能得到与实际结构损伤容限特性相反的结论,因此,提出了利用拐点附近特性来表征复合材料层压板的抗冲击行为（包括损伤阻抗和损伤容限）的建议,即分别采用QSI方法得到的准各向同性层压板的最大接触力Fmux和压缩破坏强度（应变）的门槛值CAIT来表征复合材料层压板的损伤阻抗和损伤容限行为。     

叶片外物损伤容限设计的本质特点及设计准则的发展

通过对风扇/压气机叶片外物损伤及其失效特点的深入分析,认为叶片外物损伤容限设计的本质是考虑外物损伤影响的叶片振动应力设计.通过对国内外发动机设计规范和标准的分析和回顾,将外物损伤容限设计准则的发展分为3个阶段:①50年代初-60年代末,以外物损伤(FOD)的预防和维护为主;②70年代初-90年代末,等效为应力集中系数K_t≤3的缺口容限设计;③2000年以来,FOD的概率容限设计.最后对我国外物损伤容限设计的研究方向提出了建议.      

基于转角振型曲率的损伤识别

利用中心差分法求取振型曲率,用损伤前后同一位置的振型曲率变化来作为结构损伤的识别指标。采用有限元方法,通过数值仿真对不同位置发生损伤的悬臂梁进行分析,利用构造的的损伤指标对结构损伤情况进行识别研究。在前人的研究基础上,特别提出了利用角度位移振型曲率变化来识别损伤。仿真算例表明:利用角度位移振型比平动位移振型识别损伤的效果更好、精度更高。     

基于LC理论和概率神经网络的损伤识别

本文提出了结构健康监测中一种新颖的方法用于时变系统的损伤识别,选取FS-TARMA(函数基时变自回归移动平均)时间序列模型应用于一种随机振动信号中,这种振动信号在时变系统中用来估计TAR/TMA参数和创新方差。基于一种特征值分解技术,被估计的TAR/TMA参数和创新方差能够为损伤估计提供更多信息和数据,从而形成了一种新的理论LCs(潜在成分)。LCs被组合和分解成数值,接着输入概率神经网络中进行损伤识别。将这种新方法用于三自由度时变系统中进行评估,根据质量和弹簧刚度的降低来模拟不同级别的损伤。这种方法能够找出系统参数的时变性质和质量及刚度变化引起的损伤级别。结果表明:使用这种方法,与其他的非降维和普通的特征提取方法相比,识别的成功率有相当大的提高。     

构件低周疲劳损伤的金属磁记忆检测试验研究

对18CrNi4A钢缺口试件在三级应力水平下进行了低周疲劳试验和磁记忆信号检测,研究应力集中、疲劳损伤及疲劳应力对磁信号的影响规律。结果表明,利用磁信号Hp(y)曲线突变特征和磁信号梯度K曲线异变峰特征可表征试件损伤位置;采用H′p(y)=Hp(y)N-Hp(y)0的磁信号处理方式,磁信号H′p(y)曲线过零点与试件断裂位置重合,处理后的磁信号过零法可更有效的表征试件损伤位置;磁信号梯度Kmax值随疲劳损伤程度的增加而逐渐增加,反映了构件疲劳损伤程度,可表征试件疲劳损伤程度;磁信号与疲劳应力水平存在强烈的相关性,应力水平越大,磁信号值也越大。     

某型飞机铝合金LY11螺旋桨腐蚀损伤试验

在疲劳试验机及电磁激振试验台上,对不同腐蚀情况的某型飞机螺旋桨桨叶模拟试件进行试验,分别得到了腐蚀损伤面积比随低周循环数N的变化规律,振动频率随损伤深度比、损伤长度比及损伤面积比的变化规律.试验表明,在载荷、温度相同条件下,材料性能、喷丸强化措施和使用环境是影响螺旋桨腐蚀损伤的重要因素;腐蚀损伤的面积比、腐蚀深度比对螺旋桨桨叶振动频率影响较大并获得最大深度比为0.14,模拟试件损伤深度最大允许值为0.7 mm,损伤面积比为0.015,损伤面积最大允许值为3.006 mm2.      

密集编队中飞机发动机的疲劳损伤差异

选取典型密集编队飞行任务,利用实测飞行数据,研究了在飞行动作几乎完全相同的条件下飞机发动机疲劳损伤的差异.经过二次雨流法统计循环次数和线性累积损伤理论折合到标准循环,得出了密集编队中长、僚机因位置不同而造成的发动机疲劳损伤的差异及其统计规律,发现疲劳损伤差异分布为威布尔分布,单机差异一般为2～4倍,最大可以达到9～10倍.进一步揭示了发动机疲劳载荷/损伤的分散性和单机疲劳寿命监控的必要性.      

飞机设计中发动机转子碎片非包容性设计

基于一种双发常规布局飞机进行飞机设计中发动机转子碎片非包容失效设计的研究,通过研究相关适航规章,以及相关咨询通告等文件,得出第3节到第7节所描述的对咨询通告AC20-128A适当裁剪的工程方法和步骤,并在实例机型设计中进行验证,缩短了飞机研制周期的同时,也表明在发动机转子碎片非包容失效事故发生后,飞机系统及机体结构等采取的设计措施、防范措施符合相关适航条例要求,也即结构剩余的强度、灾难性事件发生概率等满足AC20-128A第10条c中的定性和定量要求,表明该型实例飞机完全满足相关适航条例的要求,并获得中国民用航空局(CAAC)和美国联邦航空局(FAA)的认可。