摘要：将上限理论应用到复合材料层合板单钉双剪连接挤压强度分析中,把连接结构的位移场划分为动态区域(层合板)和静态区域(紧固件),并认为失效发生在位移可动场和不动场之间的钉孔边受挤压部分。由于受挤压孔孔边各层应力状态不一样,受挤压孔边各层的失效区域和失效模式也各不相同。从宏观上研究复合材料层合板单钉连接孔边的失效区域和失效模式,结合上限理论提出了一种估算复合材料单钉连接挤压强度的工程算法。通过与试验结果对比,发现该方法能较好地预测出复合材料单钉双剪连接挤压强度。

摘要：提出了一种新的计算复合材料多钉连接载荷分配方法,即将电路模型应用到复合材料多钉连接结构载荷分配估算中,多钉连接结构中的载荷、柔度和变形分别等效于电路模型的电流、电阻和电压。在新模型中材料的胡克定律转化为电学中的欧姆定律,变形协调方程等效于电学中的电压平衡方程。该方法使复杂的多钉连接模型变成了一些由简单的串联和并联电路组成的简单模型。对n排单列连接结构的电路模型进行分析,总能找到n-1个独立的闭环电压平衡方程和一个电流平衡方程,联立这n个方程就能够计算出各个钉上的电流大小,也就是相应的载荷值。在某些支路上添加恰当的电源,还可以模拟复合材料多钉连接结构的间隙或者过盈量。通过与试验结果对比,发现该方法能较好的预测出复合材料多钉连接载荷分配。

摘要：直升机主减机匣承受来自主桨叶的升力、剪力、弯矩和转矩等载荷。某直升机传动系统主减机匣通过安装腿直接与机体平台相连,来自桨叶的所有载荷通过4个安装腿传递至机体结构。因此,安装腿成为主减机匣的疲劳关键部位。在相同载荷水平下,外场试飞中主减机匣前腿部位的应变值比疲劳试验台测试值大20%,二者存在较大的差异。文中在不改变载荷和加载条件下,通过降低疲劳试验安装平台的刚度,提高主减机匣腿部的疲劳试验应变测试值,从而获得更高的疲劳极限,为试飞安全提供技术支持。