有限宽度和椭圆孔形状对缺口层合板强度预测的影响

本文采用有限元方法对正交各向异性材料含有不同椭圆孔形状的有限宽度板作了分析,给出了有限宽度和椭圆孔形状对应力集中因子K₁和孔边应力分布σ_y(x,0)的影响公式。数值结果表明:正交各向异性板的有限宽度和椭圆孔形状对K_r和σ_y(x,0)的影响均与各向同性材料不同,所以有限宽度和椭圆孔形状将对缺口层合板强度的预测产生影响。      

裂纹扩展率数据的随机特性分析

简要讨论了裂纹扩展率ｄａ／ｄＮ的实验数据分散的主要来源，提出了一种ｄａ／ｄＮ数据随机过程的区间分析方法，并用此方法分析了三组铝合金ＬＹ１２－ＣＺ＋ＣＳ的ｄａ／ｄＮ实验数据。分析结果表明，本文的处理方法是可行的；铝合金ＬＹ１２－ＣＺ＋ＣＳ在任意时刻的ｄａ／ｄＮ数据较好地服从Ｗｅｉｂｕｌｌ分布。     

机翼极限环颤振的CFD/CSD全隐式紧耦合方法

发展了一种机翼极限环颤振的全隐式紧耦合数值方法。流场的空间和时间离散分别采用基于有限体积法的Roe格式和双时间步长法。结构瞬态响应采用基于Newmark法的有限元法求解,并考虑机翼大变形情况下的几何非线性。此外,流场和结构分析均采用隐式时间推进格式。紧耦合方法在传统松耦合方法的基础上增加了伪迭代,当伪迭代收敛后再进行与真实时间步相关的物理迭代的分析,即能降低传统松耦合方法分析过程中冻结边界条件带来的时间滞后效应。进行了切尖三角翼的跨声速极限环颤振分析,结果表明,紧耦合方法获得的翼尖极限环振荡的幅值和频率均优于传统松耦合方法,更靠近试验结果,因此,紧耦合方法在一定程度上能消除时间推进累积的误差,具有更高的耦合时间精度。     

用遗传算法提高协同优化方法的可靠性

分析了协同优化方法可靠性不好的根源。提出了用遗传算法来替代系统级优化问题中的基于梯度的优化算法的策略。实例表明所提出的策略是可行有效的。     

随机疲劳寿命预测的局部应力应变场强法

在应力场强法研究的基础上，提出了缺口疲劳损伤局部应力应变场强方法，该方法可同时考虑缺口根部局部应力应变梯度对疲劳损伤的影响。通过对缺口件进行随机交变加载下的弹塑性有限元分析，给出一种随机疲劳寿命预测的局部应力应变场强方法，由该法来预测缺口件疲劳裂纹形成寿命，经初步验证，其精度要高于传统的局部应力应变法。     

关于疲劳缺口系数

对疲劳缺口系数Ｋｆ的定义、影响因素及典型表达式的建立作了简单而系统的回顾和综述，对各种Ｋｆ公式的产生和使用按点应力模型、断裂力学模型和场强法模型等作一些评述。     

LC4CS铝合金的超高周疲劳寿命分布

采用超声高频疲劳试验机进行了LC4CS铝合金实验样本容量为66的超高周疲劳寿命实验.结果表明,超高周疲劳寿命具有双峰分布特征,这一特征与疲劳裂纹的萌生点有关:较短疲劳寿命的样品的裂纹萌生于夹杂等缺陷处,而较长疲劳寿命的样品的裂纹萌生于表面.寿命分布的双峰特征使得传统的升降法不能用于确定材料的超高周疲劳的条件疲劳极限,超高周疲劳寿命的分散性远大于低周和高周疲劳寿命的分散性.     

论疲劳尺寸系数ε

从疲劳损伤的基本机理出发，推导了定量描述疲劳尺寸系数ε的基本公式，讨论了光滑试件的旋转弯曲和反复扭转加载下以及缺口试件在旋转弯曲加载下疲劳尺寸系数ε的计算，并分析了影响ε值的主要因素，用此理论分析了一些疲劳实验数值，获得了较为满意的结果。     

概率体系和非概率体系下结构元件的可靠性分析方法回顾

简单介绍了结构可靠性度量方法的发展历史。按结构可靠性度量中是否引入概率的概念将可靠性度量方法分为两大类:概率体系下的方法和非概率体系下的方法。对概率体系和非概率体系下的结构可靠性度量方法进行了系统的分析。分析了概率体系和非概率体系下可靠性度量方法的相互关系。展望了结构可靠性度量方法面临的问题。     

基于动态S-N曲线的飞机结构日历寿命分析

为科学地确定飞机结构的日历寿命，章认为飞机结构的损伤历程是地面停放环境和空中疲劳载荷协同作用的结果，并提出了以动态的S－N曲线为基础，采用传统的名义应力法和Miner累积损伤理论来估算结构日寿命的方法。