摘要：提出一种三维黏聚力界面损伤模型,可以描述单调和交变载荷下层合复合材料混合型的分层损伤。损伤用界面所经历过的最大位移间断来定义,交变荷载下一个周期的加、卸载过程均考虑有损伤积累,模型还考虑了单调和疲劳损伤的门槛效应和交变载荷下裂纹的闭合效应。建立了包含该界面损伤模型的初始无厚度八节点等参界面单元,并引入加速损伤的算法,用一次计算循环代替若干次实际循环,提高计算效率。用该单元模型对某复合材料动部件疲劳分层裂纹的形成和扩展进行了模拟,得到了分层裂纹前沿界面局部损伤和结构疲劳分层的发展规律,模型预测的裂纹长度荷载循环次数对数(alogN)曲线和结构剩余刚度与试验数据吻合。

摘要：针对球柔性桨毂构型的直升机,分析了各支臂mΩ挥舞力动载、挥舞力静载不平衡量和摆振力动载、离心力动载、离心力静载不平衡量产生的旋翼轴弯矩的幅值、频率、相位和分布规律。对某直升机制定了飞行载荷测量方案,获取了测量数据,分析了旋翼轴弯矩的特征,建立了有效性判据,判别了无效数据,编制了实测载荷谱。某直升机的分析结果表明:在旋翼坐标系下旋翼轴动弯矩远大于静弯矩,旋翼各支臂挥舞力静载不平衡量和和离心力静载不平衡量较小;旋翼轴弯矩以1Ω载荷为主,主要由旋翼各支臂1Ω的挥舞力、摆振力和离心力产生;合成弯矩呈大小相等的旋转弯矩特征,沿旋翼轴不同周向位置的弯矩幅值相近,相位差与周向的夹角相同。

摘要：基于连续损伤力学理论,对2A12铝合金冲击局部损伤及后继疲劳寿命进行了研究。首先采用有限元方法模拟了冲击过程,获得冲击凹坑局部的残余应力场与塑性应变场;然后根据残余应力状态选取疲劳破坏的危险点,通过Lermaitre塑性损伤模型得到危险点的初始损伤;最后根据修正的Chaboche疲劳损伤模型估算疲劳寿命。通过与相关的试验结果进行对比验证,表明连续损伤力学结合有限元分析方法可有效评估金属结构冲击损伤及后继疲劳寿命。

摘要：直升机金属动部件的表面缺陷是其重要的疲劳破坏源。首先收集并统计分析了直升机铝合金关键动部件表面冲击凹坑缺陷的深度数据,结果发现其深度尺寸服从正态分布,并以90%的缺陷尺寸覆盖率为依据确定了冲击凹坑缺陷的标准尺寸。采用有限元方法结合连续损伤力学理论对一种航空常用铝合金材料(2A12)的冲击凹坑形成和疲劳起裂寿命进行了研究,并通过疲劳试验结果验证了方法的合理性。研究表明合理的冲击凹坑缺陷疲劳寿命分析必须考虑缺陷局部的残余应力和塑性应变的影响。

摘要：根据铝基复合材料(AMC)的腐蚀特征研究结果,采用基于疲劳缺口系数表征和基于断裂力学等效应力强度因子表征的两种方法建模,对铝基复合材料结构预腐蚀后的疲劳寿命进行预测,并与试验结果进行对比验证。结果表明:基于疲劳缺口系数表征的预测结果在高周疲劳段与试验值更接近,可用于确定直升机高周疲劳结构件腐蚀缺陷容限尺寸和腐蚀缺陷检查周期等;基于断裂力学等效应力强度因子表征的预测结果在低周疲劳段与试验值更接近,可用于指导直升机低周疲劳结构损伤容限设计。

摘要：缺陷对金属结构疲劳性能有不可忽视的影响。为研究直升机金属结构表面制造缺陷的尺寸分布规律,收集和统计了金属关键件和重要件上的划伤和冲击类型缺陷的尺寸,对其概率分布进行了拟合,发现缺陷深度的尺寸服从对数正态分布。对铝合金上的缺陷分划伤和冲击做进一步统计分析,给出了一定缺陷尺寸范围对应的数量比例。

摘要：尾桨轴为直升机传动系统中的关键部件,疲劳破坏为其主要的失效模式。本文结合某直升机尾桨轴的疲劳试验,介绍了疲劳试验设计、试验实施方案设计的工作内容和方法。考虑试验的考核要求,对锥齿面啮合处约束边界进行工程简化,设计了防扭结构。将试验载荷分解到作动器上进行协调加载,实现旋转弯矩和剪力绕尾桨轴轴线的旋转,模拟了真实载荷的传递和分布。根据飞行谱和使用载荷确定低周疲劳载荷谱,并给出了既满足加载要求,又易于实现的加载方法。

摘要：为保证直升机动部件满足疲劳寿命可靠性要求,疲劳强度工作应贯穿于整个设计研制和使用过程中。本文介绍了新型球柔性主桨毂的核心部件中央件设计研制阶段疲劳工作的内容和方法,论述了其中的关键、难点以及解决办法。为我国直升机疲劳设计工作提供一些可借鉴的思路。

摘要：包含直升机飞行状态的使用顺序和出现率的飞行使用任务剖面,是编制直升机低周疲劳寿命可靠性分析载荷谱和可靠性试验载荷谱的基本依据。在直升机型号研制过程中一般是先根据飞行谱和典型飞行科目用理论的方法编制任务剖面。本文较完整地介绍了一套可供借鉴的直升机任务剖面编制方法,提出了其应遵循的原则。为保证完成所占时间比例较小的飞行状态的基本时间,可将任务剖面的周期放大,使其包含若干个基本任务剖面周期。针对不同的使用目的,可按损伤等效的原则对其进行简化。本文结合实例作了讨论。

摘要：直11型机主桨毂星形件是典型的复合材料层合板结构,在复杂的疲劳载荷环境下,有可能出现几种不同形式破坏模式,如:分层破坏和纤维断裂,忽略任何一种可能出现的破坏模式都将可能给飞行带来安全隐患。理想的试验是有限的试验件能得到所有的破坏模式的结果。本文较完整地总结和介绍了直11型机和“海豚”的复合材料星形件疲劳试验及试验结果,较详细地分析了各种破坏模式的形成机理和挥摆载荷比对破坏模式出现率的影响,认为疲劳试验载荷的挥摆载荷比不应仅仅根据实际飞行时载荷状况,主要应根据星形件结构性能来确定。