孔径对T300/BPM 316复合材料层合板的载荷放大系数影响

首次对铺层方式为[45/-45/0/0/-45/90/0/90/45/0]s的新型T300/BPM 316含不同孔的复合材料层合板进行疲劳试验;采用改进的联合威布尔分布分析复合材料的疲劳寿命分散性;并运用MATLAB软件编写程序,分别对不同孔径的复合材料进行计算得到其部件的载荷放大系数。结果表明:在本文研究的材料孔径为D5、D8、D9范围内,随着孔径的增大,复合材料的疲劳分散性逐渐增大,说明复合材料的疲劳分散性随损伤(本文指含孔)的增大而增大;同时,载荷放大系数单调递增。且研究发现,T300/BPM 316含孔复合材料层合板的载荷放大效果不明显,说明对不同的复合材料需要分别确定其载荷放大系数来进行疲劳寿命加速试验。

基于疲劳强度分布的复合材料疲劳验证载荷放大系数

传统的载荷放大系数(LFE)法是在复合材料静强度和疲劳寿命的Weibull分布基础上推导得出的。为了保证复合材料疲劳试验验证的可靠性和疲劳载荷放大系数的分散性较小,利用疲劳可靠性理论,提出一种基于复合材料疲劳强度和疲劳寿命Weibull分布的载荷系数法——疲劳强度载荷放大系数(FLEF)法。将LEF和FLEF方法应用于疲劳试验数据分析,结果表明:在无批量数据的前提下,采用LEF法获得的疲劳载荷放大系数无法保证复合材料疲劳试验验证的可靠性,FLEF法确定的载荷系数具有更小的分散性,更高的可靠性。可见,与LEF法相比,FLEF法在理论和实践上更适合复合材料疲劳试验载荷放大系数的确定。

湿热环境对CCF300复合材料层合板的载荷放大系数影响

目的研究湿热环境对CCF300复合材料层合板载荷放大系数的影响。方法以铺层方式为[45°/0°/-45°/90°/0°2/45°/0°-45°/0°]2s的CCF300/5228A复合材料层合板为研究对象,对其进行恒定环境与常幅疲劳载荷的非共同作用实验,采用改进的联合威布尔分布分析复合材料的疲劳寿命分散性,并运用MATLAB软件编写程序,分别计算得到其部件的载荷放大系数。结果在研究范围内,随着试验环境中温湿度的增加,复合材料的形状参数单调递减,而载荷放大系数单调递增。结论载荷放大效果并不明显,不能很好地加速该复合材料层合板的疲劳寿命试验,说明湿热环境导致复合材料力学性能下降,但反映到载荷放大系数的影响不大。

复合材料疲劳强度分布与疲劳验证载荷放大系数

飞机复合材料结构疲劳验证载荷放大系数(LEF)的基本原理是通过提高试验载荷的方式缩短复合材料结构耐久性(疲劳)验证周期,同时保证疲劳验证在统计上具有足够的可靠性,是经FAA同意的复合材料飞机结构验证方法。由于疲劳强度分布无法通过疲劳试验直接获得,传统的载荷放大系数是在复合材料静强度Weibull分布的基础上结合疲劳寿命的Weibull分布推导得出的,称之为静强度载荷放大系数(SLEF)。在疲劳可靠性理论的基础上,通过研究疲劳强度和疲劳寿命的P-S-N和P-S a-S m曲线,提出了一种基于复合材料结构疲劳强度分布和疲劳寿命的Weibull分布的载荷放大系数方法,称之为疲劳强度载荷放大系数(FLEF),通过碳纤维/环氧复合材料结构的疲劳试验验证了该方法的可行性。与静强度载荷放大系数方法相比,疲劳强度载荷放大系数无需通过静强度试验获得静强度概率分布,仅通过疲劳试验即可获得载荷放大系数。通过试验数据分析可知,在无批量数据的前提下,采用静强度载荷放大系数获得的疲劳载荷放大系数无法保证复合材料疲劳试验验证的可靠性,疲劳强度载荷放大系数法确定的载荷系数具有更小的分散性以及更高的可靠度。采用疲劳强度载荷放大系数法在理论和实践上更适合复合材料疲劳试验载荷放大系数的确定。

T300/BPM316复合材料层合板的载荷放大系数确定

在加速飞机复合材料结构耐久性验证的试验过程中,载荷放大系数(LEF)的求解精度对试验持续时间有着重要的影响。以铺层方式为[45/?45/0/0/?45/90/0/90/45/0]s的T300/BPM316复合材料层合板为研究对象,采用改进的联合威布尔分布分析复合材料的疲劳寿命分散性,并运用MATLAB软件编写程序,计算得到其部件的载荷放大系数。结果表明:在该文研究范围内,T300/BMP316复合材料层合板的载荷放大系数随试验持续时间的增加而减小;部件试验件数对耐久性验证试验的可靠性影响很小,对载荷放大系数的影响可忽略不计;验证了采用改进的联合威布尔分布的联合载荷放大系数法的正确性,并发现其不受原始载荷放大系数法的求解限制,具有推广应用价值。

湿热环境对CCF300/5228A复合材料层合板的载荷放大系数影响

复合材料结构的耐久性是飞机结构强度设计领域的前沿课题。以铺层方式为[45°/0°-45°/90°/0°_2/45°/0°/-45°/0°]_(2s)的CCF300/5228A复合材料层合板为研究对象,对其进行恒定环境与常幅疲劳载荷的非共同作用试验,采用改进的联合威布尔分布分析复合材料的疲劳寿命分散性,并运用MATLAB软件编写程序,分别计算得到其部件的载荷放大系数。结果表明,在本文研究范围内,随着试验环境中温湿度的增加,复合材料的形状参数单调递减,进而载荷放大系数也单调递增。但载荷放大效果并不明显,不能很好地加速该复合材料层合板的疲劳寿命试验,说明湿热环境导致复合材料力学性能下降,但反映到载荷放大系数的影响不大。

托顶煤巷道锚固“梁-拱”结构分类及顶板冲击失稳机制

我国煤矿托顶煤巷道冲击地压频发,且冲击动载下顶板灾害尤为严重。为探究托顶煤巷道顶板锚固结构类型和冲击失稳机制,以陕西某矿301工作面回风巷道大面积冲击垮顶为工程背景,运用相似实验、理论分析及数据统计等方法,分析了托顶煤巷道围岩应力、位移和巷表加速度的动载响应特征,研究了顶煤厚度与支护构件影响下顶板锚固结构的分类特征,探究了弹性波下托顶煤巷道的应力响应机制,提出顶板锚固“梁-拱”结构的冲击失稳机制,评估了301工作面回风巷道的抗冲能力,并提出了相应的抗冲支护优化方案。结果表明:①冲击动载下托顶煤围岩应力和位移等监测数据验证了顶板存在内、外层的梁或拱形锚固结构,因顶煤厚度增加,顶板内层锚固结构存在由“梁”向“拱”的转换;②基于顶煤厚度与支护构件相对关系,将顶板锚固结构划分为薄顶煤的“叠加梁-拱”、厚顶煤的“组合梁-拱”和特厚顶煤的“组合拱”,建立了厚煤梁由“梁”向“拱”转化的临界厚度指标;③顶板锚固梁结构和锚固拱结构的冲击失稳机制为动静载荷下分别达到其拉伸、剪切强度极限后破坏,锚固“梁-拱”结构对冲击载荷的放大效应受其尺寸影响明显;④特厚顶煤的“组合拱”结构中内层拱承载强度较低,可增加锚杆长度提升内层拱厚,对应的“组合拱”结构的承载能力上升明显,与抗冲能力评估结果相符。

用于民机透明件的定向有机玻璃材料性能研究

按照民用飞机旅客观察窗透明件的设计和验证要求,综合对比国内外定向拉伸有机玻璃的物理性能,其中透光率、雾度、抗银纹、热松弛性能均相当。通过二级热松弛计算定向有机玻璃的定向度,国内玻璃的定向度为68.7%,行业成熟材料的定向度则过高,破坏时易产生层间分层,因而剪切强度较差,故国内定向拉伸有机玻璃力学性能更优。采用载荷放大系数法对该材料的性能稳定性进行研究分析。该定向拉伸有机玻璃的载荷放大系数为1.015,满足民用飞机旅客观察窗透明件对材料稳定性的要求,该材料制造的民用飞机旅客观察窗透明件有望实现装机应用。

航空发动机机匣法兰连接螺栓受力分析

机匣法兰连接螺栓一般采用传动经验公式方法进行强度设计,该方法未考虑止口设计的影响,且将载荷和应力分析简化成为一个线性分析模型,与实际情况不符,存在一定的误差。文中对螺栓连接的受力进行了分析,表明载荷放大系数与螺栓预紧力和机匣半径等参数有关,获得了载荷放大系数随预紧力的增大而减小、随机匣半径的增大而增大的结论。针对止口影响的研究表明,典型算例中,0.1 mm的止口过盈,螺栓载荷可以降低30%的轴向外载和20%弯曲外载的影响。最后通过工程应用算例,验证了传统经验公式方法评估螺栓强度偏保守,建议采用有限元法对机匣法兰螺栓进行受力分析。

大规模体积压裂情况下套管弯曲力计算方法

目前的套管弯曲力计算模型仅考虑了温度变化引起的弯曲力放大因子,忽略了弯曲段管体自重沿轴线上分量产生的轴向力。针对这种情况,综合考虑温度和自重的影响,推导出温度和自重双重作用下管体的弯曲力计算公式,并对套管弯曲力进行校正,根据双轴应力公式计算出套管抗击强度显著降低。分析结果表明,轴向力增大会对套管强度产生严重影响,压裂时其内压传递到管外,管内突然泄压会导致管内压力瞬间降到0,此时是套管抗外挤失效最危险工况;拉伸载荷计算不精确可直接影响套管抗外挤和抗内压强度校核,运用提出的计算模型可以较为精确地计算出压裂后套管轴向力。所得结论对页岩气井套管的强度优化设计具有参考意义。

复合材料层合板疲劳寿命形状参数与门槛值分析方法

复合材料性能具有较大的分散性,在表征复合材料疲劳寿命时,必须考虑分散性的影响。以M21C复合材料开孔层合板为研究对象,采用Sendeckyj等效静强度模型和随机变量函数的概率分布方法推导了复合材料层合板疲劳寿命形状参数和剩余强度形状参数的关系,通过试验和统计的方法获得了M21C复合材料开孔层合板的疲劳寿命形状参数和疲劳门槛值,对载荷放大系数以及低载截除水平的确定提供了数据支持。

浮力筒对自由站立式刚性主管轴向振动的影响

复杂的海洋环境易导致自由站立式立管系统浮力筒浮力周期性变化,造成刚性主管轴向振动。当浮力筒运动频率与刚性主管固有频率重合或接近时,系统会发生共振,危及其作业安全。鉴于此,建立刚性主管轴向振动力学模型,运用数值方法求解出刚性主管轴向振动的固有频率。以浮力筒现有的5种设计工况为例,探究了各阶固有频率随浮力筒状态的变化情况;通过稳态响应分析,计算出5种工况下的动载荷放大系数。研究结果表明:刚性主管的稳态振幅与浮力筒浮力成正比,与刚性主管密度、横截面面积和总长度成反比;刚性主管顶部的动载荷放大系数与浮力筒的等效质量、刚性主管的密度、横截面面积、总长度及频率比有关,当浮力筒出现2舱破损和中心管及1舱同时破损时,系统的动载荷放大系数明显偏大;应考虑适当增加浮力筒设计水深,以减小垂向环境载荷作用,延长浮力筒垂向运动周期;尽量减小浮力筒的等效质量,增大系统的固有频率。研究结果有助于完善浮力筒和刚性主管的力学性能分析,为自由站立式立管的系统设计提供有益参考。

疲劳裂纹扩展试验载荷谱加重方法研究

为探索缩短疲劳裂纹扩展试验周期的载荷谱处理方法,对多种裂纹扩展模型进行了综述,概括出一种通用的裂纹扩展预测模型表达式。提出了一种将峰谷值同时等比例放大的载荷谱加重方法,并推导出加重前后裂纹扩展寿命的转换关系。用一种随机谱和两种块谱的基准谱及对应四种比例加重谱进行了LY12CZ中心裂纹板裂纹扩展试验,用常幅载荷谱及其1.1倍加重谱进行了典型机身壁板结构裂纹扩展试验。试验结果表明载荷谱等比例加重方法可以有效缩短疲劳裂纹扩展试验周期而不改变结构破坏模式,而分析结果表明由该方法预测的裂纹扩展寿命与试验结果的误差在15%以内,满足工程精度要求。

运输类飞机弹性体和刚体离散突风动载荷比较分析

各类适航规范都要求在突风动响应载荷计算中考虑飞机弹性模态的影响,而弹性体和相应的刚体飞机的突风动响应载荷计算之间存在着紧密的联系。为了研究这2种计算方法间的区别和联系,首先对突风载荷计算理论基础进行了分析,然后结合某型常规布局飞机载荷计算数据在数值结果方面进行了进一步的比较分析。分析结果表明,对此常规布局飞机而言,弹性体飞机突风动响应载荷主要表现为刚体模态响应载荷和弹性体模态响应载荷的线性叠加,广义气动力矩阵中刚体模态和弹性模态耦合的存在不会引起太大的畸变;弹性模态对惯性载荷影响较大,而对总气动力载荷的影响则较小。

基于断裂回转支承对连接铸件的影响

针对目前回转支承开裂问题对连接铸件载荷影响研究较少,阐述了外圈断裂回转支承对连接铸件影响的基本成因,基于断裂力学理论,建立了有裂纹和无裂纹回转支承的有限元分析模型,完成了对外圈开裂后载荷特性分析、裂纹扩展特性分析以及滚动体运动影响分析,获得如下结论：外圈开裂后内圈径向载荷作用将导致开裂两侧螺栓孔位置处切向力发生突变,而径向力保持不变;回转支承开裂对铸件影响主要发生在穿透裂纹形成初期,裂纹源面张开一定间隙后对连接铸件的安全性影响可忽略;外圈裂纹由内向外扩展比由外向内扩展对铸件安全性影响大;开裂后运行回转支承使螺栓孔处位置产生周期放大载荷,降低铸件的使用寿命.对实际工程未及时发现回转支承开裂情况,导致其长时间继续运行,应对连接铸件在开裂位置附近处进行探伤检测.