某型航空减摆器液压阻尼特性分析

随着飞机使用寿命的延长，由于各机件长期磨损及减摆器液压油泄漏，导致减摆器组尼值下降，严重影响飞机的地面着陆滑跑安全，本文建立了减摆器阻尼值计算模型，通过实例计算，对提高某型老旧飞机活塞式减摆器的液压阻尼值及稳定储备提出了改进措施。     

单向拉伸条件下补片参数对复合材料胶接修复结构的影响

建立含中心半穿透圆孔的损伤金属板修补结构的三维有限元模型,以应力集中系数(Stress Concentration Factor,SCF)和挠度w作为复合材料胶接修复效果的指标,分析单向拉伸条件下,正方形补片的长度、厚度和铺层方式对修复效果的影响。结果表明:补片长度取孔直径的3.5倍、厚度取孔深度的0.6~0.8倍、铺层方式取0°/90°铺层时,复合材料单面修复含损伤裂纹板的效果较好。根据分析结果制备了实验件,进行了单向静拉伸实验,修补实验件的破坏强度比未修补实验件提高了10.1%。     

加载频率对航空铝合金腐蚀疲劳裂纹扩展速率的影响

提出腐蚀疲劳频率影响因子概念,建立了考虑加载频率影响的LC9铝合金腐蚀疲劳裂纹扩展速率模型,并进行了试验验证。结果表明:腐蚀疲劳频率影响因子随加载频率的变化可以用指数形式表达,能够反映出加载频率对于腐蚀疲劳裂纹扩展的影响;腐蚀损伤会显著降低裂纹扩展门槛值;基于该模型得到处于稳态扩展区的腐蚀疲劳裂纹扩展速率的预测值与试验结果吻合程度良好,对于航空铝合金构件腐蚀疲劳寿命评估具有参考价值。     

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，为固体火箭发动机等重要场合下0形橡胶密封圈的正确选用提供一种方法。     

复合材料单面修补板裂纹尖端J积分的解析预测模型

考虑附加弯矩的影响,基于单搭接接头理论建立了单面修补含中心穿透裂纹直板解析模型,求解了修补结构基板的最大最小应力,并与有限元结果进行对比验证,研究了补片长度、宽度、厚度和胶层弹性模量对有限元模型裂纹尖端J积分的影响,通过拟合基板应力与有限元模型裂纹尖端J积分的数值关系,得到了求解修补结构裂纹尖端J积分的解析公式,并验证了其在单面修补弯曲板的适用性。通过研究和分析发现,求解的解析模型适用于承受面内载荷、面外载荷以及混合载荷下的平板和弯曲板修补结构。     

LD2铝合金加速腐蚀蚀坑演化的ARIMA模型研究

依据加速腐蚀环境谱进行飞机LD2结构试件的加速腐蚀试验,并将LD2材料的加速腐蚀产生及发展过程视为随机过程,提出基于时间序列理论进行腐蚀损伤预测研究的方法,建立描述LD2材料在加速腐蚀环境下蚀坑深度演化规律的时间序列ARIMA(3,1,1)模型,并利用模型进行腐蚀深度预测研究。结果表明,所建的ARIMA(autoregressive integrated moving average,求和自回归移动平均)模型能以较高的精度预测未来一段周期内LD2材料蚀坑深度的发展趋势,说明采用基于时间序列理论的ARIMA模型方法进行飞机LD2结构材料腐蚀损伤预测研究有效可行。     

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,并对未来几年我军飞机结构的腐蚀疲劳研究的发展提出了一些看法。     

固体发动机结构密封特性分析

根据固体发动机密封结卡句的特点，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。     

Accelerated corrosion test and corrosion failure distribution model of aircraft structural aluminum alloy

Based on corrosion damage data of 1 0 years for a type of aircraft aluminum alloy, the statistical analysis was conducted by Gumbel, Normal and two parameters Weibull distribution function. The results show that aluminum alloy structural member has the corrosion history of pitting corrosion--intergranular corrosion-exfoliation corrosion, and the maximum corrosion depth is in conformity to normal distribution. The accelerated corrosion test was carried out with the complied equivalent airport accelerated environment spectrum. The corrosion damage failure modes of aluminum alloy structural member indicate that the period of validity of the former protective coating is about 2.5 to 3 years, and that of the novel protective coating is about 4.0 to 4.5 years. The corrosion kinetics law of aluminum spar flange was established by fitting corrosion damage test data. The law indicates two apparent corrosion stages of high strength aluminum alloy section material： pitting corrosion and intergranular corrosion/exfoliation corrosion. The test results agree with the statistical fit result of corrosion data collected from corrosion member in service. The fractional error is 5.8% at the same calendar year. The accelerated corrosion test validates the corrosion kinetics law of aircraft aluminum alloy in service.     

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。在中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为系数（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。