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901.
本文公式系由线性累积损伤寿命公式乘以一个考虑超载迟滞效应的修正系数而构成的。 1.公式推导 Walker裂纹扩展方程为 da/dN=c(ZK_(max))~n (1)式中c,n,q及u为材料常数;R为应力比。 应力强度因子可以表示成式中,σ_(max)为垂直于裂纹的外加毛应力;Y为构型系数,它与裂纹长度有关。 当考虑超载迟滞效应时,Wheeler模型可以表示为 相似文献
902.
903.
基于静气动弹性分析方法,对三翼面布局飞机进行飞行载荷分析,研究了平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系的变化和动压变化,对配平关系和气动面载荷分布的影响。结果表明:平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系对于配平和前翼、平尾的载荷分布有重要影响,在开展这类飞机的气动性能和结构强度设计时,有必要通过特殊方法(如优化方法)对协调偏转关系进行综合设计。 相似文献
904.
905.
枚举结构主要失效模式的一种方法 总被引:6,自引:0,他引:6
由于各失效模式发生的概率不同,在实用中只需挑选出那些发生概率较大的模式——主要失效模式,并将它们对系统失效的影响加以综合就足以较准确地估算出结构系统总的失效概率。因而,有效地识别主要失效模式就成为结构系统可靠性分析和设计中的一个核心问题。本文在优化准则法的基础上,提出了自动生成结构系统主要失效模式的载荷 相似文献
906.
907.
复合材料飞机结构验证试验载荷放大系数法 总被引:2,自引:0,他引:2
杨乃宾 《北京航空航天大学学报》1996,22(4):427-431
载荷放大系数法的基本原理是将给定载荷(谱)下的结构B基准寿命验证试验转化为给定B基准寿命下的结构剩余强度验证试验,载荷放大系数可由理论推导方法和试验方法确定,讨论了复合材料飞机结构全尺寸验证试验采用载荷放大系数法的原因,前提条件、1.15载荷放大系数的确定和应用的局限性等问题。 相似文献
908.
冲击对双节套筒式延伸喷管展开特性的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
分析了冲击负载对双节套筒式延伸喷管展开特性的影响。其分析计算方法对双节套筒式延伸喷管和双节刚性作动筒设计有指导作用。 相似文献
909.
推导了相似准则Rec,其描述了稳态扩展的蠕脆性理解尖变形奇异场,由718合金的蠕脆性理解纹扩展试验结果得到准则关联式,从而得到蠕脆性裂纹稳态扩展的速率公式,用扫描电子显微镜研究了蠕脆性裂纹稳态扩展的微观机理。 相似文献
910.
研究了Ti-44.9Al(at-%)合金和Ti-44.3Al-3Cr(at-%)合金的室温拉伸断裂过程。结果表明,Cr提高了合金的塑性。塑性的提高与含Cr合金含有更多的γ-TiAl相和形成由细晶γ和α_2+γ细晶组成的双重组织有关。Cr促使块状α_2和β2相的形成,对阻碍γ相上的长程滑移有明显的作用。进一步细化铸态晶粒或制备具有片状α_2+γ组织的单晶合金是发展铸造α_2+γ合金的目标。 相似文献