飞机结构腐蚀疲劳分析中的DFR法

通过分析和试验 ,说明DFR(detailfatiguerating)法在腐蚀疲劳分析中的适用性及其与常规疲劳分析的DFR法的主要差异 ;给出腐蚀环境中细节疲劳额定值DFRf(t)的定义及其在典型环境中细节疲劳额定值的表达式 ;在此基础上 ,简单说明飞机结构腐蚀疲劳作用下产生工程可检裂纹a0 的日历年限分析方法 。

中国飞机强度研究所无损检测技术研究情况介绍

简述中国飞机强度研究所无损检测技术研究状况，对飞机结构强度试验中无损检测方案制定，检测实施，步骤，方法和要求做了系统介绍了，最后结合工作实践谈了几点体会。

LY12CZ铝合金及其搅拌摩擦焊接头断裂性能试验研究

结合多年断裂韧性测试试验的经验,研究了较薄板材C(T)试验件测定KR曲线和断裂韧性的注意事项。通过试验测定了LY12CZ铝合金及其搅拌摩擦焊接接头的KR曲线和断裂韧性,并通过金相显微镜对焊接接头的显微组织进行了观察。试验结果表明,由于焊缝中心处的致密再结晶微观组织,搅拌摩擦焊接接头的断裂韧性明显高于母材,且裂纹垂直于板材轧制方向的母材和焊接接头试验件,断裂韧性均高于裂纹平行于板材轧制方向的试验件。此外,试验结果表明C(T)试验件的断裂韧性值与面内尺寸有关,尺寸越大,断裂韧性值越高。

一种不同挤压―旁路比载荷的测试方法研究

对国内外不同挤压—旁路比载荷的测定方法进行研究,在总结其优缺点的基础上,经过反复推敲、多次试验研究,提出一种简单、易行、比较准确的测定方法,并在铝合金试验件上、下两部分用应变测量法进行验证,效果良好。进而对复合材料结构常用的挤压—旁路比进行两种不同铺层材料结构测定试验,使所研究方法得到有效应用,测试结果可供飞机结构设计部门参考使用,试验方法可供结构连接件试验部门参考使用。

缝线对不同刚度复合材料T形接头面外拉伸承载能力影响研究

由于复合材料结构层间力学性能较差,结构设计人员往往采用缝线来增强结构的面外拉伸承载能力,但缝线的存在引起基体材料不连续,纤维局部弯曲等问题,导致层合板面内刚度及强度下降。通过试验研究了缝线对不同刚度复合材料T形接头的面外承载能力的影响,验证了T形接头蒙皮面外抗弯刚度较小时缝线不但无法增强其面外拉伸承载能力,反而会降低其承载能力,接头蒙皮面外抗弯刚度较大时缝线会提高T形接头面外承载能力,并根据试验结果给出结构设计建议,为复合材料接头缝线设计提供了试验依据。

疲劳裂纹扩展试验的一种低载截除方法

基于疲劳裂纹扩展门槛值和应力比的关系,提出了一种适用于疲劳裂纹扩展试验的低载截除方法。该方法综合考虑了材料裂纹扩展性能、应力幅值和应力比的影响。用中心裂纹板(M(T))试验件进行了一种飞-续-飞原谱和两种截除谱下的疲劳裂纹扩展试验。截除谱下裂纹扩展寿命与原谱下寿命差别在26%以内,但试验周期最多缩短了78%。试验结果表明,采用提出的方法进行低载截除,可显著缩短试验周期而不改变结构破坏模式,也不明显改变裂纹扩展寿命。

耐久性分析的改进的DFR法计算程序设计

本文介绍了耐久性分析的改进的DFR法计算程序，可以利用本程序计算分析可靠性寿命、均值寿命和疲劳裕度。具有操作简单，灵活性高，选择性强等特点。

飞机结构腐蚀疲劳寿命预估工程方法研究（之一）

讨论并通过试验验征了DFR法基本假设对腐蚀疲劳寿命预估的适用性，介绍了仅考虑环境对结构细节疲劳特性影响的裂纹形成日历年限预估方法；并通过算例说明了计算过程。

多裂纹剩余强度判据在某飞机上的应用

给出了某飞机在全机疲劳试验和剩余强度试验中由于多裂纹导致的破坏情况。也给出了通过疲劳试验中应变测量推算剩余强度破坏部位应力的方法。文中斜线裂纹被处理为与测量应力方向垂直的投影值。同时采用了多处损伤剩余强度净截面屈服判据预测破坏载荷。研究表明，推算破坏载荷和净截面屈服判据是合理的，可用的。

基于小孔腐蚀理论的飞机结构服役日历年限评估方法研究

基于小孔腐蚀理论，将腐蚀效应造成的疲劳强度降低或疲劳寿命降低视为应力集中系数的增大，这样将与时间相关的腐蚀效应（应力集中系数变化）和疲劳寿命联系起来了，通过试验研究给出了环境腐蚀造成的结构疲劳寿命与日历寿命之间的关系式，从而给出了一种考虑环境腐蚀效应影响的飞机结构日历使用寿命的估算方法。

飞机结构腐蚀疲劳寿命预估工程方法研究（之二）

简要地说明了飞机结构在腐蚀环境中的破坏模式，腐蚀破坏的分析预估方法和结构服役日历年限预估方法。通过算例说明了分析过程。

对拉压超载后裂纹扩展迟滞模型的改进

对已有的裂纹扩展迟滞模型进行改进,合理地考虑压缩载荷对裂纹扩展的影响,特别是拉伸超载后紧随的压缩载荷对有效塑性区的影响,以及拉伸超载后紧随多个压缩载荷的处理方法。此外,改进门槛值随应力比R变化的计算公式,使计算结果与实际情况更接近,提高模型参数———门槛值的精度。最后,将改进后模型的预测寿命与试验结果进行比较。从对比结果可以看出,改进后模型的计算预测值与试验值比较接近,满足工程精度要求。

飞机转顶基座及支架结构静力试验技术研究

根据飞机空中试验用转顶基座及金属支架结构静力试验技术需求,研制了一套试验系统,解决了转顶基座及金属支架结构支持模拟、加载边界模拟等关键问题。对载荷进行等效处理,设计加载假件,采用载荷偏移与力偶施加相结合的方法施加力矩,分别完成了五级风载荷下4种工况的设计载荷试验和极限载荷试验,以及八级风载荷下其中第4工况的极限载荷试验。考核了结构的危险部位应力值及结构安全余量。试验结果表明,该试验系统工作稳定可靠,转顶基座及金属支架在设计载荷试验工况下未发生有害塑性变形,其强度、刚度满足设计要求。上述试验结果可作为该结构强度、刚度性能的评定依据,同时为后续结构研究的有限元建模提供数据支持。

飞机结构腐蚀检测技术研究

腐蚀是长寿命飞机结构普遍存在的问题，介绍了腐蚀损伤的简单机理。并通过对国外腐蚀检测方法的研究，针对飞机结构腐蚀情形，给出了几种实用的腐蚀检测方法。

飞机结构多处损伤检测技术研究

介绍了飞机结构多处损伤的严重危害性，研究了多处损伤的检测方法，并介绍了国内外该方面研究现状。

某型飞机前调节板典型件静力试验研究

对某型飞机前调节板典型件进行了静力试验验证，阐述了试验载荷、应变、位移的实施方法及数据处理的方法。结合数据处理结果给出了试验结论。研究结果可供飞机结构设计参考。

多路电磁阀控制箱的设计及扩展应用

本文介绍了一款与试验加载控制系统相配套,应用于型号试验中的电磁阀控制设备,着重阐述其设计及其在充气试验中的拓展应用。

某飞机剩余强度试验拆毁检查及分析

概述飞机结构拆毁检查情况，对剩余强度试验中飞机结构破坏情况，折毁检查中发现的飞机结构损伤及断口分析结果作简要说明，分析推断断裂顺序，用简图说明中央翼1肋下壁板裂纹形貌特征并分析壁板断裂原因，最后对飞机结构断裂顺序、结构性能及断口分析结果给出结论性意见。

基于C/S模式的试验设备管理系统的设计与实现

当前信息技术与现代科技的快速发展,数字化与网络化的管理显然已经成为时代的发展趋势。基于C/S框架对实验设备管理系统进行具体的设计与实现,满足对各类传感器、控制系统以及应变采集仪的有效管理,实现有效期管理与使用地点管理的要求及标准。研究结果表明,该管理系统的应用效果良好。

适用于全寿命范围的DFR分析方法研究

导出了在全寿命范围内的DFR值和其它疲劳参数之间的关系式：并在此基础上给出了疲劳强度分析方法：通过算例说明了所提出的方法和原DFR法之间的差异。