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151.
飞机谱载荷下裂纹扩展的三维约束效应 总被引:5,自引:2,他引:5
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。 相似文献
152.
用壁板颤振理论解决某系列飞机的方向舵蒙皮裂纹故障 总被引:6,自引:0,他引:6
简要介绍了壁板颤振的基本概念和计算理论,并对一个典型的檗板颤振故障-某系列飞机的方向舵蒙皮裂纹问题进行了分析,在综合采取各项措施的基础上,用壁板颤振理论对方向舵蒙皮进行了计算分析,比较好地解决了方向舵蒙皮裂纹这一严重影响某系列飞机正常飞行使用的外场故障,并在多年的飞行使用中得到了成功的验证,文章最后给出了几点结论和建议。 相似文献
153.
研究了随机载荷条件下元件断裂可靠性计算的方法,给出了一般和特殊条件下元件断裂可靠性的计算方法,并采用Monte Carlo法模拟裂纹在随机载荷作用下的随机扩展.通过对模拟计算结果的统计分析得出任意给定时刻疲劳裂纹尺寸的分布,以及临界裂纹尺寸的分布,并提出用修改了的裂纹长度模型计算裂纹在随机扩展中的瞬时可靠度和过程可靠度. 相似文献
154.
裂纹扩展的无网格数值模拟方法 总被引:6,自引:0,他引:6
疲劳断裂是航空材料的重要失效形式 ,由于裂纹尖端应力存在奇异性 ,传统有限元方法模拟裂纹沿任意路径扩展存在很多不足。作为一种新兴的数值模拟方法 ,无网格计算只需将求解问题离散为独立的节点 ,计算过程中可以实时跟踪裂纹尖端区域进行局布细化。将连续的裂纹扩展过程看作多个线性增量 ,每一个增量内裂纹扩展角根据应力强度因子确定 ,通过在裂纹尖端细化节点和引入外部基函数提高了计算精度。本文给出了应用无网格方法模拟裂纹扩展过程的关键技术和计算流程 ,通过对带有中心斜裂纹的 Ti-6 Al-4 V合金平板进行分析 ,预测得到的裂纹扩展路径与实验值吻合的较好。 相似文献
155.
156.
157.
本文针对某型发动机二级涡轮盘榫齿裂纹故障,设计了一套新型试验加载方案,对涡轮盘枞树型榫槽进行了高温复合疲劳试验研究,得出了这一多通道传力结构的复合疲劳裂纹扩展规律。 相似文献
158.
火焰筒头部二次冲压加工裂纹是由于一次冲压前表面清漆层未除净,在热处理时产生增碳层,从而降低了塑性而导致的增碳层冲压变形裂纹。 相似文献
159.
湿热对单向复合材料层合板Ⅱ型分层特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
利用横向裂纹拉伸试验模型(Transverse Crack Tension-tension Test),在3种湿热环境(室温、85℃和85℃/95%RH)条件下,对2种单向碳纤维增强树脂基复合材料(T300/QY8911和HTA/6376)层合板的Ⅱ型分层特性进行了试验研究。结果表明湿热环境导致复合材料层间断裂韧性降低,引起Ⅱ型应变能释放率门槛值显着下降,裂纹扩展速率大大提高,温度的影响较湿度更为明显。利用电镜(SEM)对试样分层表面进行了检测,湿度对断面特征无明显的影响。 相似文献
160.
用有限元素法数值模拟了固体火箭发动机喷管内缝隙的流场和热环境。采用非结构的高分辨率的有限元离散格式,计算了不同攻角和不同Ma数的缝隙内压力分布和气动加热,分析了缝隙内流场和热环境特性,数值结果与风洞实验结果符合很好。 相似文献