以新质生产力引领高质量发展

习近平总书记在参加十四届全国人大二次会议江苏代表团审议时强调,“要牢牢把握高质量发展这个首要任务,因地制宜发展新质生产力”,为我们划出了重点、明确了路径,并赋予江苏成为发展新质生产力重要阵地的光荣使命和重大责任。扬州市江都区将深入学习贯彻总书记重要论述和重要讲话精神,把发展新质生产力作为推动高质量发展的内在要求和重要着力点,奋力在现代化建设新征程上走在前、做示范。

直升机减速器齿轮疲劳寿命评定方法

直升机减速器是直升机传动系统的关键部件。本文分别采用幂函数和三参数两种标准S-N曲线方程的数据处理方法,讨论直升机减速器齿轮开裂破坏模式的安全寿命评定方法。

等效载荷的Haigh修正方法

本文在不同材料疲劳试验结果的基础上,分析了不同材料的平均载荷对疲劳交变载荷的影响,其等效载荷的修正呈现出不同的曲线线性。文中通过引入Haigh系数,统一了等寿命曲线分析中等效载荷的Goodman/Soderberg/Gerber修正方法,并给出不同材料平均载荷对等效载荷影响的修正曲线的系数。

直升机金属结构的全范围安全S-N曲线确定方法

本文介绍了直升机结构安全S-N曲线的确定方法。在常用的三参数S-N曲线公式Stromeyer方程的基础上,根据直升机载荷的特点,介绍了一种适合直升机疲劳评定的全范围S-N曲线公式,并提供一套根据中值S-N曲线获得安全S-N曲线的方法。

某直升机进口材料断裂性能测定技术

本文在总结传统疲劳裂纹扩展曲线的基础上,讨论了四参数全范围da/dN曲线公式。根据断裂性能测试标准,分别测试了直升机桨叶根部材料断裂韧性K1c,3个应力比下的裂纹扩展门槛值△Kth和裂纹扩展速率da/dN;再利用多元线性回归法对试验数据进行了曲线拟合,分别得到了断裂等寿命曲线和四参数全范围da/dN曲线公式。

直升机金属结构典型缺陷预置技术

直升机结构在制造、使用和维护过程中不可避免会有初始制造缺陷、腐蚀、外来物损伤等情况,这些缺陷对结构的使用寿命或多或少都会造成不利影响。因此,研究初始缺陷对结构寿命的影响是非常有必要的一项工作。本文对直升机金属结构典型缺陷预置方法作详细介绍,并结合某直升机主减接头的全尺寸试验缺陷预制进行实例分析。

主桨叶大梁疲劳断裂断口定量分析研究

主桨叶大梁服役800 h多后发生断裂,当大梁裂纹穿透壁厚时,压力传感器无压差告警,引起后续大梁的持续扩展直至断裂。通过对大梁断口开展宏微观观察和断口定量分析,结合外场飞机载荷谱分析,给出大梁在不同阶段的扩展速率,并通过模拟桨叶裂纹扩展进行验证,获得主桨叶大梁的扩展寿命约为40个起落,萌生寿命为2097个起落,反推效果较好。通过断口定量给出的结果,弥补外场监测不到位的不足,为排故提供方向,为主桨叶大梁寿命评估和设制定检周期服务,可为大梁损伤容限进行评价,当裂纹穿透壁厚压力传感器告警后的损伤容限周期至少为10个起落。

某型直升机助力器支座例试不合格问题分析

某型直升机助力器支座在例行疲劳试验考核中提前破坏,经分析不合格。文章对该部件不合格问题开展了故障树分析,针对各影响因素逐一分析,发现锻件的热处理过程、衬套倒角未去毛刺、衬套外圆粗糙度控制不够,是疲劳试验过程中助力器支座提前失效的主要原因。在对上述因素实施改进措施后,重新加工了试验件并进行了试验考核,经分析得到了考核合格结论,验证了之前的分析。

创新监督管理机制 提高执法水平

2008年，建设工程安全生产要以防范和减少安全生产事故为核心，全面推进建设工程安全生产监督管理工作。

某大型民用直升机尾段缺陷容限仿真及试验验证技术

按适航CCAR 29.571条款对民用直升机结构的缺陷容限验证要求,建立了直升机复合材料尾段结构精细化建模以及内部缺陷和冲击损伤缺陷的仿真分析方法,并完成了带制造缺陷、冲击损伤缺陷的复合材料尾段结构全尺寸缺陷容限试验验证。试验结果与仿真分析结果非常吻合,结果表明,某大型民用直升机复合材料尾段结构在安全寿命期限内,预置的初始缺陷和冲击损伤位置的缺陷不会扩展,试验结果得到适航当局的认可。