摘要：机翼-机身连接接头是飞机的重要部分,在飞机设计时,必须对其进行强度校核。文章针对某型机翼-机身接头,利用有限元软件进行接触分析。分析结果表明,螺栓所受最大等效应力为1610MPa,耳片所受最大应力产生在耳片内侧孔壁,最大等效应力为2140MPa,超过材料的弹性极限,材料进入塑性区。实验结果与分析结果误差在30%以内,为工程的认可范围,而且接头各部件的应力分布与理论分析相符。文中采用的方法可为机翼-机身连接接头结构及材料在设计中的应用提供理论依据,并为设计的改进提供关键数据。

摘要：针对光滑无间隙的钉孔接触情况,根据圣维南原理,以耳片孔为中心取出一圆形区域,采用叠加原理将受力状态分解为对称和反对称状态,利用正交完备的三角级数和勒让德级数构造这两种受力状态的位移场。假设接触表面的载荷分布模态,由最小势能原理确定位移函数中的待定系数,得到耳片孔边的位移场和应力场。本文计算结果与有限元数值解比较显示:两种解法的最大与最小主应力相差约5%。

摘要：本文对目前国内外主要的耳片强度计算方法进行了简单的分析,在理论和试验基础上,提出了一套可以计算任意角度受载的耳片强度的方法,这些方法比较符合实际,又比较适合于工程计算,并已广泛应用于飞机设计。

摘要：论述了耳片加工的工艺分析，确定了工艺路线，并设计了相应的钻模和磨具，保证了加工质量。

摘要：采用符合受纵向拉载耳片销钉传载的余弦载荷分布对边界条件进行了设定,运用有限元法对四种不同斜切角耳片的孔边裂纹尖端应力强度因子(SIF)进行了求解,对比分析了耳片斜切角度对裂纹扩展各阶段SIF值的影响规律;同时对与有限元模型相同尺寸的四件30CrMnSiA耳片进行了疲劳裂纹扩展试验。结果表明:在相同的裂纹长度和载荷条件下,斜切耳片裂尖的SIF值明显小于直耳片的,特别是15°斜切耳片的裂尖SIF值和疲劳裂纹扩展速率相对于直耳片已有大幅下降,继续增加斜切角度对耳片抗裂纹扩展能力无明显提升;试验结果与有限元分析结果吻合较好。

摘要：在零件的表面引入残余压应力能够显著改善其疲劳性能。本文对比了不同过盈量挤压下TC18钛合金耳片的疲劳性能,并结合断口形貌分析了挤压提高耳片疲劳寿命的机制。同时比较了不同平均应力水平下耳片的疲劳寿命。结果表明,在选择的挤压量下,随挤压量的增加,耳片的疲劳寿命提高;未挤压耳片的疲劳源在试样表面,而经挤压强化后疲劳源趋向于分布在试样次表面。在相同的最大应力下,平均应力越低,耳片的寿命越短。

摘要：分别在3种应力水平下对不同尺寸7050铝合金耳片试样进行疲劳试验,采用最小二乘法拟合得到了疲劳应力-寿命(S-N)曲线,研究了耳孔直径和耳片宽度比d/W(d为定值,24mm;d/W=0.67.0.50,0.40)、耳孔纵向边距和横向边距比y/x(y/x=1.0,1.6)对耳片疲劳性能和断口形貌的影响。结果表明:在相同应力下,7050铝合金耳片的疲劳寿命随着d/W的减小(即W的增大)先延长后缩短;在较大的y/x值下,耳片的疲劳寿命较长;不同尺寸耳片的疲劳断口均呈典型的疲劳断裂特征,裂纹起源于表面和角部。

摘要：为了防止黑色金属零件的锈蚀,经常采用电镀一层金属或发蓝来进行表面处理.常用的电镀方法有镀锌、镀镉和镀铬.表面处理后,可以提高零件的使用寿命并使外形美观.

摘要：针对传统耳片受力结构，列举出了典型耳片接头底座的破坏形式，通过试验和工程计算，指出了工程上在设计耳片载体时的误区，并给出设计耳片接头时应该考虑的几个相关设计参数。

摘要：为较快捷地得到以钛合金Ti-6Al-4V锻件为材料的耳片尺寸参数,同时获得合适的承载效率系数,依据相关文献中关于耳片的3种承载效率系数,并结合常规校核公式,将与耳片尺寸参数相关的关联参数由3种统一为1种、即统一为耳片最小径向截面宽度b与耳片内径D的比值,并拟合了对应的承载效率系数曲线。使用本文的3种拟合曲线,可快速、有效地得到耳片参数b/D与承载效率系数的对应关系,达到快速设计接头耳片的目的。