L11飞机机翼1肋壁板对接区可靠寿命估算

长寿命、高可靠性是对飞机结构的基本要求，本文对Ｌ１１飞机机翼的关键与危险部位之一－－１肋壁板对接区进行了变幅载荷下的可靠寿命估算，结果表明，该对接区能满足Ｌ１１飞机设计寿命指标要求。     

小型无人机尾翼对称机动飞行载荷计算

在《军用飞机强度和刚度规范》指导下，结合无人机的特点。计算了小型无人机尾翼对称机动飞行载荷，同时与按《飞机强度规范》(试用本)计算的结果进行了比较。结果表明，按后一规范的计算结果偏于保守。此外还初步讨论了《飞机强度规范》(试用本)在计算小型无人机尾翼对称机动飞行载荷中的适用性问题。     

30CrMnSiNi2A钢拉扭加载应变疲劳寿命的研究

1.实验方法 试样为空心薄壁圆筒(图1),材料为30CrMnSiNi2A。实验在北京科技大学力学测试中心的MTS809型电液伺服疲劳试验机上进行。将拉扭引伸仪装卡在试样上,采用对称的闭环应变控制,拉压轴向线应变比R_g=—1,扭转剪应变比R_γ=—1,拉扭同相加载,采用     

电火花加工中极性效应的研究

针对电火花放电机理中的极性效应这一问题做了进一步的研究。为考察两电极的蚀除情况，进行了单脉冲实验，结果发现在煤油中大脉宽放电条件下正极的蚀除量大于负极，这与实际加工中的结果不符。通过参考和分析等离子通道中电子和正离子的运动，并对上述现象给出了探讨性的解释。     

（SIM＋SME）训练方法中的Cu-Zn-Al合金形状记忆效应研究

研究了(SIM SME)训练法中的Cu-Zn-Al合金单向形状记忆效应η_ο和双向形状记忆效应η_τ。结果表明:随训练次数增加,位错增加,晶格原子有序度降低,单向形状记忆效应先急剧下降,然后缓慢下降和趋于稳定。基本稳定时的单向形状记忆效应不到初时值的50％。伴随位错增加,引入更多择优取向位错,促使形成更多择优取向马氏体,导致双向形状记忆效应急剧上升,训练9次之内出现峰值,然后缓慢上升和趋于稳定。基本稳定时的双向形状记忆效应相当于峰值的64％～88％。同时,随训练次数增加,单向记忆的动作敏感性下降,然后趋于稳定。与初期动作敏感性值相比,1号合金基本稳定时下降58％。在元件设计中应注意动作敏感性下降问题和形状记忆效应下降问题。     

航空发动机载荷谱雨流计数的一种改进算法

介绍了一种新的雨流计数法。该计数法按时间顺序计算载荷循环，能完整记录全部载荷历程而不改变其大小和顺序，弥补了常朋雨流计数法的缺陷；而且该算法精确度高，抗随机噪声干扰能力强，使得载荷谱分析更加准确。     

碳纤维-环氧树脂波纹梁吸能能力的试验研究

 用试验研究了碳纤维 -环氧树脂圆弧型波纹梁在轴向准静态载荷下的损毁过程、峰值载荷和能量吸收能力。通过 3组不同尺寸的波纹梁在轴向准静态载荷下的压缩试验,研究了波纹梁的缓冲吸能机理,并对波纹梁的峰值载荷和吸能能力做了定量分析,讨论了不同结构尺寸对波纹梁在轴向准静态载荷下的峰值载荷和吸能能力的影响。     

柔性飞机的非线性飞行载荷计算研究

以某歼击机为例,按《军用飞机强度和刚度规范》要求,重点介绍了考虑飞机结构柔性和非线性气动力特性、气动载荷分布的飞行载荷计算方法和计算结果,并对柔性飞机的非线性气动力特性和气动载荷分布对飞行载荷计算状态和严重载荷设计情况选取的影响进行了对比和分析,确定了飞机严重载荷设计情况和设计载荷,从而得出一些具有实际工程参考价值的结论。分析表明,所提出的飞行载荷计算方法合理有效,计算结果合理可信。     

在阶跃载荷作用下双悬臂梁模型动态特性的近似分析法

 <正> 大量的研究表明:在冲击载荷的作用下,材料的机械性能和断裂韧性都会随着加载速率的变化而发生变化,断裂韧性随着加载速率的增高会明显下降。在动态起裂判据中,K_(Id)(?)是由动态试验来确定的,而K(?)(t)则要对结构进行完全的动态分析来确定。由于动态问题的复杂性,一般都借助于大规模的数值计算求解动态应力强度因子等动态特性。本文根据梁的振动特性,提出了一种简单的近似分析方法求解DCB模型在阶跃载荷作用下的动态响应、动态应力强度因子和动态能量释放率等特性,并提出一个用DCB模型测定K_(Id)(?)的简单方法。文中还使用八节点等参元进行了动态汁算,将有限元法计算的结果与近似法作了比较,两者吻合很好。     

亚音速民机垂尾初步设计

横航向飞行品质要求是飞机设计时,选择垂尾和机翼上反角的主要依据.在对主要的横航向飞行品质要求进行分析整理的基础上,本文提出了一种“界限线”法,可供飞机初步设计时,选择合适的垂尾和机翼上反角之用.为说明这种方法的可行性和可靠性,以Y—7型飞机为算例进行了验证性计算。