高周疲劳载荷环境下直升机动部件的损伤容限分析

以某型直升机为例 ,用飞行空测载荷数据编制的实测统计载荷谱 ,对直升机高速旋转的尾桨叶的损伤容限进行分析研究。在高周振动载荷环境中的动部件 ,低于安全疲劳极限 (S∞p)的大量小幅值载荷虽对尾桨叶不造成疲劳损伤 ,但其载荷谱中不同低载截除条件对尾桨叶疲劳裂纹扩展寿命的影响较大。本文建立计算模型时还考虑了海洋腐蚀环境的影响 ,结合试验引进了腐蚀修正系数 (Fi) ,最后以 67%S∞p的低载截除条件计算了尾桨叶的裂纹扩展寿命 ,并提出适合外场使用的尾桨叶安全检查周期及检查要求。

含中心裂纹铝合金厚板复合材料补片胶接结构应力强度因子有限元分析

含裂纹铝合金板经复合材料补片胶接修复后,裂纹尖端的应力强度因子(Stress Intensity Factor,简称SIF)是关注的重点。基于有限元软件ABAQUS,建立了含中心裂纹铝合金厚板复合材料补片胶接修复件的分析模型。计算了裂纹尖端的SIF,与Rose解析模型进行了对比验证,得到裂纹尖端SIF在板厚方向上的变化,以及补片在厚度方向上修补效果的变化,对比了不同修复方式的修复效果。结果表明,裂纹尖端SIF的有限元解偏保守,被修补板厚较大时,裂纹尖端SIF值在板厚方向上的差异更加显著,双面修复方式的修复效果明显优于单面修复方式。

海军现役飞机的腐蚀损伤失效分析及腐蚀防护

根据海军机场的环境特点,对高强度铝合金材料的涂层有效期及基体材料的腐蚀损伤失效过程进行了研究,建立了腐蚀损伤与加速腐蚀日历时间的关系函数,提出了海军现役飞机外场腐蚀控制的具体技术措施。

直升机疲劳载荷谱的编制方法研究

对高周疲劳环境下直升机疲劳载荷谱的编制方法进行了研究，采用某直升机尾桨叶飞行实测数据，对飞行实测到的１８３个飞行状态分别进行统计处理、假设检验及回归分析，确定了每个飞行状态的载荷分布类型及状态损伤，最后压缩归并成对尾桨叶造成损伤比较大的１８种飞行状态，编制了建立在统计基础上的尾桨叶实测疲劳载荷谱。文中还对载荷谱的高载截取和低载截除进行了分析讨论。提出了适合工程应用的高、低载截取（除）准则和编谱方法。

直升机某动部件飞行状态的载荷分布特点研究

结合直升机的飞行载荷特点及使用要求 ,采用某型直升机动部件飞行测量载荷数据 ,经过“三峰谷点”雨流计数法统计处理 ,对飞行中实测到的 1 83个飞行状态分别进行统计处理、假设检验及回归分析 ,确定了每个飞行状态的载荷分布类型及飞行状态的损伤 ,最后压缩归并成对直升机某动部件产生较大损伤的 1 8种飞行状态 。

飞机服役环境当量加速腐蚀折算方法研究

文中依据飞机服役机场地面环境谱与腐蚀损伤等当量原则,建立了环境加速腐蚀当量折算关系,给出了飞机结构主要高强度铝合金材料的当量折算系数a及HR-a、T-a曲线.依据建立的当量折算关系编制的加速环境谱,对飞机铝合金构件进行加速腐蚀试验研究,得到了温度(T)、相对湿度(RH)对环境当量折算系数的影响规律,为飞机结构防腐控制及日历寿命研究提供了工程技术依据.

固体发动机工况中密封圈大变形接触应力分析

从固体发动机密封结构特点和密封可靠性出发 ,对所研究的密封结构进行分解和简化。采用接触罚单元算法 ,应用ANSYS有限元分析系统软件 ,建立橡胶密封圈的轴对称超弹性非线性问题的三维有限元分析模型 ,对固体火箭发动机密封的充分必要条件及在工况中密封界面上的接触压应力分布规律进行研究。在讨论超弹性接触问题的前提下 ,研究密封结构承受不同燃气内压时对密封接触状态的影响。通过对这些影响规律的分析 ,找出造成密封失效的可能原因 。

预腐蚀LY12CZ铝合金的疲劳寿命预测模型

目的研究铝合金预腐蚀疲劳的寿命评估模型。方法利用损伤力学模型,建立预腐蚀构件疲劳寿命预测模型,并利用LY12CZ铝合金进行预腐蚀疲劳的验证性实验。结果利用损伤力学建立的模型所得到的预腐蚀铝合金试件的疲劳寿命与实验结果吻合程度良好。结论基于损伤力学的铝合金预腐蚀疲劳寿命预测模型合理有效。

固体发动机结构密封特性分析

根据固体发动机密封结构的特点 ,从密封圈的密封机理出发 ,对固体发动机密封的充分必要条件及密封界面的接触压应力分布进行分析 ,研究了粘弹性材料的压缩回弹特性、应力松弛特性和一些可能的密封失效因素 ,为固体发动机结构密封工作可靠性及密封圈的正确选用提供了依据。

LY12CZ铝合金型材构件腐蚀失效动力学规律研究

用飞机大修时结构件在不同使用日历年限下的腐蚀损伤数据,建立了机场实际环境中腐蚀深度D、腐蚀损伤面积S与飞机使用日历年限Y的函数关系。进一步确定了铝合金结构件发生剥蚀时D与S的关系。用得到的腐蚀动力学规律,可确定铝合金构件的腐蚀扩展速率。

复合环境下金属损伤复合材料胶接修复结构疲劳寿命试验研究

复合材料胶接修复技术在飞机金属损伤结构上得到了广泛应用,但修复结构在飞机服役期内仍受多种环境条件的作用。为研究多种环境因素对修复结构的影响,利用碳/环氧复合材料补片,对含穿透性裂纹的LY12-CZ铝合金板进行了双面胶接修复,采用试验的方法研究了这种修复方法的合理性,并通过t检验法,考核了复合环境条件对修复结构疲劳寿命的影响。

固体发动机密封技术的研究现状与发展

本文从固体发动机密封结构的特点和密封可靠性出发 ,阐述了国内外关于固体发动机结构密封技术的研究现状。从橡胶密封材料的回弹特性、压缩率及应力松弛等方面分析了密封圈的密封机理和可能的影响密封失效因素 。

密封结构中超弹性接触问题的有限元分析方法

给出了不可压缩超弹性橡胶密封材料轴对称大变形的分析计算方法,利用基于接触面的罚单元算法,采用有限元分析方法对固体发动机密封结构进行了计算,对密封界面上的接触压应力分布规律进行了研究,为橡胶密封件的设计计算提供了一条新途径。

基于神经网络与蒙特卡洛方法的疲劳寿命可靠性分析

通过加速腐蚀试验以及疲劳试验数据，对腐蚀损伤表征因子（腐蚀坑最大宽度、腐蚀坑最大深度、点蚀率）进行统计分析，应用神经网络和蒙特卡洛法对6A02铝合金试验件的疲劳寿命进行可靠性分析，分析结果与实验结果的相对误差在工程上可以接受。

现役飞机结构腐蚀疲劳及寿命研究

文章分析研究了在环境腐蚀介质中飞机的疲劳损伤特性和基本破坏失效模式 ,阐述了现役军用飞机地面停放使用环境谱的编制以及在腐蚀环境条件下飞机腐蚀疲劳寿命的估算方法 。

基于图像处理技术的铝合金腐蚀分形特征

通过基于二值图像处理技术对LY12CZ铝合金表面腐蚀图像进行特征提取，获取不同腐蚀时间下的蚀孔数目；基于统计分形模型的基础上，发现铝合金蚀孔分布具有统计意义上的分形特征；随着腐蚀时间的增加，分维数与失重率也随之增加，分维数随腐蚀时间的变化规律与失重率随腐蚀时间的变化规律基本一致，都符合幂函数的形式，故可采用分维数作为评价腐蚀程度的一个重要参数。

环境腐蚀对LC4CZ铝合金结构疲劳寿命的影响分析

针对现役飞机结构主要材料的使用环境及腐蚀失效特征,确定以实验室空气、潮湿空气、盐雾和盐雾+SO2四种环境代表海军飞机的服役环境,选用LC4CZ材料进行疲劳试验.经试验研究,腐蚀环境均能显著降低材料的疲劳寿命.通过铝合金模拟件在腐蚀环境下确定的疲劳强度修正系数,结合环境损伤加权系数可修正飞机结构件的疲劳寿命.

高强度铝合金的腐蚀损伤分布规律研究

在飞机大修及外场维护中所检查到的铝合金翼梁缘条腐蚀损伤数据的基础上 ,利用数理统计的方法 ,对飞机结构高强度铝合金件在机场使用到一定日历年限后的最大腐蚀深度的统计规律进行了分析研究 ,建立了高强度铝合金结构件的腐蚀损伤失效模型及统计分布函数。统计结果表明 :飞机结构使用到某一日历年限时 ,最大腐蚀深度较好地服从正态分布规律 ,在飞机维修工程应用中利用此分布规律可估算铝合金结构件的最大腐蚀深度。

修复金属板裂纹的复合材料补片正交优化

基于Abaqus软件建立了金属板裂纹复合材料补片修复结构的有限元模型。以应力强度因子(SIF)为判据,利用L9(34)型正交实验考察了各补片参数对修复效果的影响。结果表明:在99%置信度水平下,补片厚度的贡献率为68.77%,铺层顺序的贡献率为29.59%,而补片长度对修复效果的影响不明显。结合工程应用实际与正交分析结果,利用设计好的补片对含中心贯穿裂纹的铝合金板进行了修复,并对修复结构进行了静强度测试。结果表明:修补后静强度为未修复裂纹板的1.32倍,恢复至完好板的97.2%,延伸率为未修复裂纹板的2.24倍,恢复至完好板的50.7%。结论:选用长度为40 mm,厚度为1.2 mm,铺层顺序为[0°/90°]s的正方形补片时修补效果最好。

飞机结构件最大腐蚀深度的统计规律分析

建立在铝合金翼梁缘条腐蚀损伤数据的基础上,运用数理统计的方法,对飞机结构高强度铝合金件在机场使用到一定日历年限后的最大腐蚀深度的统计规律,进行了分析研究,建立了铝合金结构件的腐蚀失效模型及统计分布函数.利用此分布规律可估算铝合金结构件的最大腐蚀深度.