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直升机结冰喷洒塔试验
1
作者 汤永 包名 +1 位作者 梁建海 李开成 《装备环境工程》 2025年第10期72-78,共7页
重点针对云雾传播路径上粒径变化情况、结冰云雾和直升机流场的匹配性、云雾参数标定等防除冰试验技术开展了研究工作。开展了国内首次直升机悬停状态下防除冰试验,设计了相应的试验安全措施,完成了相关参数采集冰冰型的获取工作。一系... 重点针对云雾传播路径上粒径变化情况、结冰云雾和直升机流场的匹配性、云雾参数标定等防除冰试验技术开展了研究工作。开展了国内首次直升机悬停状态下防除冰试验,设计了相应的试验安全措施,完成了相关参数采集冰冰型的获取工作。一系列试验结果表明,结冰喷洒塔具备了直升机地面及悬停状态下、满足CCAR-29附录C的连续最大结冰条件的结冰云雾模拟能力。 展开更多
关键词 直升机 结冰喷洒塔 结冰特性试验 防/除冰系统 连续最大结冰 云雾参数标定
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航空导管自增强工艺参数优化及疲劳性能测试
2
作者 屈力刚 赵子惠 李铭 《航空制造技术》 北大核心 2025年第14期99-106,共8页
作为航空发动机能量传输的重要通道,航空高压导管的疲劳强度与可靠性直接影响着飞机的飞行性能和服役寿命。基于三剪统一强度准则,采用能够考虑材料应变硬化和包辛格效应的双线性随动强化模型,建立了典型航空高压导管自增强处理的有限... 作为航空发动机能量传输的重要通道,航空高压导管的疲劳强度与可靠性直接影响着飞机的飞行性能和服役寿命。基于三剪统一强度准则,采用能够考虑材料应变硬化和包辛格效应的双线性随动强化模型,建立了典型航空高压导管自增强处理的有限元仿真模型。分析不同材料导管自增强处理后残余应力的分布规律,对不锈钢导管的疲劳寿命进行仿真分析和试验验证,计算航空高压导管的内外径比和弯曲角度对自增强处理的力学响应结果。结果表明,与其他材料相比,经自增强处理后的钛合金导管获得了较好的残余压应力状态;得到了残余压应力随径比与弯曲角度的变化规律,确定了导管获得最佳自增强处理效果时的径比与弯曲角度的范围,以及导管上存在多个弯曲角度时自增强压力的确定方法,为自增强工艺在航空高压导管中的应用提供了理论基础。 展开更多
关键词 航空导管 自增强 残余应力 疲劳测试 弯管
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水陆两栖飞机全机疲劳试验技术
3
作者 丁琦 郭俊辰 +3 位作者 王鑫 张建锋 李涛 王征 《航空学报》 北大核心 2025年第21期328-341,共14页
针对大型水陆两栖飞机全机疲劳试验,深入剖析其试验特点、难点与要求,制定涵盖试验机边界条件模拟、载荷处理、一体化综合试验平台搭建、试验动力系统构建、试验控制与测量、试验全方位监控等内容的总体技术方案,创新应用随动约束技术... 针对大型水陆两栖飞机全机疲劳试验,深入剖析其试验特点、难点与要求,制定涵盖试验机边界条件模拟、载荷处理、一体化综合试验平台搭建、试验动力系统构建、试验控制与测量、试验全方位监控等内容的总体技术方案,创新应用随动约束技术、基于载荷类型分解的载荷处理技术、高效协同的一体化综合试验平台构建技术以及多模态监控技术等。试验运行结果表明,各项技术实施效果良好,能够精准模拟飞机复杂载荷工况,为水陆两栖飞机结构耐久性与损伤容限验证提供了可靠技术支撑。技术成果为后续的全机疲劳试验提供了较高的参考价值。 展开更多
关键词 全机疲劳试验 水陆两栖飞机 随动约束技术 载荷处理 一体化综合试验平台 多模态监控
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航空齿轮胶合承载能力试验与材料-工艺-滑油抗胶合设计方法
4
作者 陈进筱 魏沛堂 +2 位作者 李炎军 刘怀举 朱才朝 《航空学报》 北大核心 2025年第4期312-327,共16页
高温、高速、重载下发生的齿轮胶合会严重影响航空发动机等装备的服役性能。目前面向我国材料-工艺-滑油环境的航空齿轮胶合承载能力试验基础数据缺失,综合考虑材料-工艺-滑油组合的抗胶合主动设计方法不足。开展了21组不同材料-工艺-... 高温、高速、重载下发生的齿轮胶合会严重影响航空发动机等装备的服役性能。目前面向我国材料-工艺-滑油环境的航空齿轮胶合承载能力试验基础数据缺失,综合考虑材料-工艺-滑油组合的抗胶合主动设计方法不足。开展了21组不同材料-工艺-滑油组合的齿轮胶合承载能力试验,包含9310、18Cr2Ni4WA、16Cr3NiWMoVNbE等材料,磨削、喷丸、微粒喷丸、二次喷丸、光整、二次喷丸+光整等工艺及4450、555、4106、4010、2197、387、560、Mobil jet oilⅡ等润滑油。基于PVT极限(齿轮接触压力P、滑动速度V、滑油温度T)计算了不同组合下的齿轮胶合承载能力,探究了材料、工艺、润滑等因素对齿轮胶合承载能力的影响规律。结果表明16Cr3NiWMoVNbE光整齿轮与555滑油组合具有最高的抗胶合性能,其胶合承载能力达39721 MPa(·m/s)^(0.51)·℃^(0.45)。添加剂类型、润滑剂黏度、表面粗糙度为影响齿轮胶合承载能力的3个主要因素,其对胶合承载能力的贡献度分别占比28.7%、23.6%、14.9%。通过OLS(Ordinary Least Squares)线性回归方法拟合了航空齿轮胶合承载能力预测公式,与试验结果对比的平均误差仅为4.99%,为齿轮抗胶合主动设计提供了理论支撑。 展开更多
关键词 航空齿轮 胶合试验 PVT极限 抗胶合设计 表面处理
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飞机全机疲劳试验成本的参数化估算模型研究
5
作者 李寿安 任建军 +1 位作者 任绍卿 赵洪伟 《航空财会》 2025年第6期44-49,共6页
针对飞机研制立项论证和初步设计阶段全机疲劳试验成本工程估算难度大的问题,本文根据全机疲劳试验内容及技术要求,对影响飞机全机疲劳试验成本的主要因素及影响模式进行了分析,采集了六个全机疲劳试验成本样本数据,考虑样本量小、影响... 针对飞机研制立项论证和初步设计阶段全机疲劳试验成本工程估算难度大的问题,本文根据全机疲劳试验内容及技术要求,对影响飞机全机疲劳试验成本的主要因素及影响模式进行了分析,采集了六个全机疲劳试验成本样本数据,考虑样本量小、影响因素多的情况,采用小样本多元数据分析方法构建了全机疲劳试验成本估算模型,并对估算模型进行了应用验证。验证结果表明,构建的成本估算模型准确性高、实用性好,可满足飞机研制立项论证和初步设计阶段全机试验成本估算需求。 展开更多
关键词 飞机 全机疲劳试验 小样本多元数据 成本 估算模型
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起落架收放可靠性试验技术研究
6
作者 李耀 庞宝才 《工程与试验》 2025年第4期58-64,共7页
为研究飞机起落架收放系统的可靠性,搭建了起落架收放可靠性试验系统。该试验系统主要包括控制系统、全电伺服控制气动载荷施加系统、起落架收放液压系统、测量系统、试验台架等5个部分,解决了气动载荷准确施加、起落架全自动化收放的... 为研究飞机起落架收放系统的可靠性,搭建了起落架收放可靠性试验系统。该试验系统主要包括控制系统、全电伺服控制气动载荷施加系统、起落架收放液压系统、测量系统、试验台架等5个部分,解决了气动载荷准确施加、起落架全自动化收放的技术难题。通过某型飞机主起落架收放试验对该系统进行了试验验证,试验研究表明,该试验系统满足试验要求,可以实现起落架收放试验的自动化。试验累计运行12500次收放,系统未见异常,证明该试验系统运行稳定可靠。 展开更多
关键词 起落架 试验系统 气动载荷 液压系统 控制系统 可靠性 全自动
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某大型客机飞机缝翼全尺寸疲劳试验技术
7
作者 郭永跃 张建锋 张巍文 《中国科技论文》 2025年第11期924-936,共13页
针对某大型客机飞机缝翼全尺寸疲劳试验,深入分析了飞机缝翼结构特点、运动轨迹、支持边界精准模拟及试验系统可靠性等难点和风险点,实现了缝翼运动复杂轨迹准确模拟、试验多系统协同控制、复杂耦合失效模式试验系统可靠性提升等多项功... 针对某大型客机飞机缝翼全尺寸疲劳试验,深入分析了飞机缝翼结构特点、运动轨迹、支持边界精准模拟及试验系统可靠性等难点和风险点,实现了缝翼运动复杂轨迹准确模拟、试验多系统协同控制、复杂耦合失效模式试验系统可靠性提升等多项功能,形成了满足飞机缝翼全尺寸疲劳试验要求的技术方案。提出了缝翼试验支持边界精准模拟技术、缝翼随动加载技术以及试验系统多层级安全防护技术,采用新技术、新方法提高了试验技术水平,技术成果可为后续活动翼面疲劳试验提供参考。 展开更多
关键词 缝翼 疲劳试验 支持边界 随动加载 安全防护
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超高压强度试验中系统失效应急控制策略研究
8
作者 庞宝才 《纤维复合材料》 2025年第4期39-43,共5页
针对超高压强度试验中的系统安全防护需求,开展失效预案分析与应急控制协同研究。通过构建应急协同响应机制,揭示了极端载荷下密封失效、压力振荡和结构形变等典型故障的相互作用原理,提出基于多源信息融合的失效预警方法,集成压力动态... 针对超高压强度试验中的系统安全防护需求,开展失效预案分析与应急控制协同研究。通过构建应急协同响应机制,揭示了极端载荷下密封失效、压力振荡和结构形变等典型故障的相互作用原理,提出基于多源信息融合的失效预警方法,集成压力动态监测、声发射特征识别与系统状态感知技术实现早期故障检测。开发基于动态逆向补偿的瞬态压力调控技术,建立多模态信息融合的故障诊断策略,研制新型智能卸压执行机构。试验验证表明,该系统可有效延缓失效扩散过程,显著降低压力波动幅值,成功应用于航空起落架结构耐久性试验,对提升重大装备测试可靠性具有重要工程价值。 展开更多
关键词 超高压强度试验 系统失效 协同响应机制 分级应急控制
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增强S型波纹管非线性力学性能及疲劳寿命研究
9
作者 钟嫄 刘瞾俞 +3 位作者 童军 黄佳 李典 周煜婷 《强度与环境》 2025年第4期37-41,共5页
在航天发动机的重要部件管路中,波纹管是它的核心组成零件。增强S型波纹管承载能力高,补偿性能良好,在极端环境状态更具优势,在航天领域得到广泛应用。由于增强S型波纹管结构形式复杂,使用过程中波纹管存在接触非线性、材料非线性特征,... 在航天发动机的重要部件管路中,波纹管是它的核心组成零件。增强S型波纹管承载能力高,补偿性能良好,在极端环境状态更具优势,在航天领域得到广泛应用。由于增强S型波纹管结构形式复杂,使用过程中波纹管存在接触非线性、材料非线性特征,对力学性能评估带来困难。因此本文开展增强S型波纹管非线性力学特性研究以及疲劳寿命评估,基于数值分析方法,考虑了材料弹塑性特征以及接触非线性,完成了静强度、刚度以及疲劳寿命分析,获取了复杂应力分布规律、结构薄弱环节、非线性刚度特征以及低周疲劳寿命。本研究可为复杂工作环境下波纹管设计改进以及可靠性提升提供技术支撑。 展开更多
关键词 波纹管 非线性 力学性能 疲劳寿命
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航空结构声发射数据质量评估与疲劳损伤监测方法
10
作者 鲁凡 李响 +2 位作者 雷亚国 李乃鹏 杨彬 《西安交通大学学报》 北大核心 2025年第9期1-10,共10页
针对声发射技术在监测航空结构微裂纹萌生拓展时面临的结构微损伤特征难以提取、噪声干扰下损伤定位精度不高等问题,提出了面向航空结构健康监测的声发射数据质量评估与疲劳损伤监测方法。基于深度卷积自编码器,建立了声发射信号的数据... 针对声发射技术在监测航空结构微裂纹萌生拓展时面临的结构微损伤特征难以提取、噪声干扰下损伤定位精度不高等问题,提出了面向航空结构健康监测的声发射数据质量评估与疲劳损伤监测方法。基于深度卷积自编码器,建立了声发射信号的数据质量智能评估模型,通过提取原始声发射数据的高层特征,实现了裂纹损伤与噪声信号的自适应识别,完成了声发射信号的自动降噪。采用航空铝合金结构件疲劳试验中采集的声发射监测数据对所提方法进行实验验证,结果表明:所提方法计算得到早期健康阶段数据和中后期损伤阶段数据的平均重构误差分别为0.007和0.020,准确地实现了噪声信号与损伤信号的有效甄别。损伤起始时间比试验中发现宏观裂纹的时间早22 min,能够在裂纹萌生拓展的早期阶段有效预警。与原始定位图相比,在剔除了噪声信号后进行损伤拓展定位,能够清晰地呈现出裂纹的长期发展趋势。实验结果证明了所提方法具有在工程场景下应用的潜力。 展开更多
关键词 声发射信号 结构健康监测 卷积自编码器 数据质量评估 疲劳损伤
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液压壳体损伤容限分析及疲劳寿命预测
11
作者 曾雨扬 赵晓辰 +1 位作者 童第华 何玉怀 《航空材料学报》 北大核心 2025年第4期144-154,共11页
针对舵机壳体在长时间工作状态下会衍生出疲劳裂纹、影响壳体结构强度与使用寿命的问题,对舵机壳体应用基于小裂纹理论的疲劳全寿命预测方法,为其损伤容限设计和寿命预测探索新的途径。采用7050铝合金单边缺口拉伸试样开展室温下L-T向(... 针对舵机壳体在长时间工作状态下会衍生出疲劳裂纹、影响壳体结构强度与使用寿命的问题,对舵机壳体应用基于小裂纹理论的疲劳全寿命预测方法,为其损伤容限设计和寿命预测探索新的途径。采用7050铝合金单边缺口拉伸试样开展室温下L-T向(裂纹扩展方向为纵向L,加载方向为横向T)和T-L向(裂纹扩展方向为横向T,加载方向为纵向L)的长、小裂纹扩展研究,将小裂纹和长裂纹的扩展数据拟合,获得裂纹扩展的da/d N-ΔK数据,并利用扫描电子显微镜(SEM)对试样断口表面进行微观分析,对材料初始缺陷进行定量分析。根据实际测试获得的初始裂纹尺寸和裂纹扩展的数据,基于断裂力学的三维裂纹扩展理论解析法和ABAQUS-Franc3D软件的有限元仿真法,对舵机壳体的疲劳寿命进行预测,利用实际疲劳寿命对预测结果进行验证,实际的疲劳裂纹扩展寿命为26万次,而预测结果为21万次,预测寿命小于实测结果,符合舵机壳体安全裕度。 展开更多
关键词 7050铝合金 疲劳小裂纹 疲劳寿命预测 有限元 损伤容限分析
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全尺寸副翼疲劳载荷优化及试验验证研究
12
作者 刘路 李旺 +2 位作者 张伟 李苗 王鹏飞 《机械强度》 北大核心 2025年第11期107-113,共7页
在飞机翼面结构部件疲劳试验中,需对疲劳设计载荷进行优化处理,从而降低试验时施加的弯、剪、扭载荷误差。首先,以全尺寸副翼为研究对象,建立了疲劳试验载荷优化模型;然后,采用加权求和的方法对目标函数进行求解,得到了各加载点优化后... 在飞机翼面结构部件疲劳试验中,需对疲劳设计载荷进行优化处理,从而降低试验时施加的弯、剪、扭载荷误差。首先,以全尺寸副翼为研究对象,建立了疲劳试验载荷优化模型;然后,采用加权求和的方法对目标函数进行求解,得到了各加载点优化后的载荷。结果表明,该载荷比最小能量法分配的载荷更适合加载设计,载荷分布更接近于设计载荷。最后,设计并开展了全尺寸副翼疲劳试验,试验测试应变与计算结果基本吻合,因此,该模型适用于大部件疲劳试验的载荷处理。 展开更多
关键词 疲劳试验 全尺寸副翼 载荷优化 目标函数
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起落架疲劳试验大载荷液压随动加载装置研制
13
作者 刘路 戴鑫 +2 位作者 张伟 徐清 朱勐晖 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第28期12279-12286,共8页
起落架疲劳试验过程中缓冲器压缩量不断变化,对应加载点位置需随动调整,为了完整模拟起落架的受载状态,保证试验快速运行,开展起落架缓冲器压缩量自调节及随动加载技术研究。研制具备航向、侧向、垂向及弹射随动加载能力的大载荷液压随... 起落架疲劳试验过程中缓冲器压缩量不断变化,对应加载点位置需随动调整,为了完整模拟起落架的受载状态,保证试验快速运行,开展起落架缓冲器压缩量自调节及随动加载技术研究。研制具备航向、侧向、垂向及弹射随动加载能力的大载荷液压随动加载装置,基于MTS(mechanical testing&simulation)协调加载系统开发疲劳交互式加载控制技术,验证了起落架主结构在着舰滑行及弹射起飞过程中的承载能力。结果表明:各加载点位置可随着起落架缓冲器压缩量变化而随动调整,具有较高的控制及加载精度,且明显提升了试验效率,同时该技术及加载装置具有通用性,可用于不同类型的起落架静力/疲劳试验,具有一定的工程价值。 展开更多
关键词 起落架 液压 随动加载 疲劳试验
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直接时效GH4169高温合金疲劳裂纹扩展性能试验 被引量：19
14
作者 何玉怀 于慧臣 +2 位作者 郭伟彬 沈莉莉 苏彬 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期349-353,共5页
对直接时效GH4169高温合金的疲劳裂纹扩展性能进行了试验研究。分别研究了厚度、温度、应力比等因素对直接时效GH4169高温合金疲劳裂纹扩展性能的影响。结果表明，在4～10mm的厚度范围内，厚度对直接时效GH4169高温合金疲劳裂纹扩展性... 对直接时效GH4169高温合金的疲劳裂纹扩展性能进行了试验研究。分别研究了厚度、温度、应力比等因素对直接时效GH4169高温合金疲劳裂纹扩展性能的影响。结果表明，在4～10mm的厚度范围内，厚度对直接时效GH4169高温合金疲劳裂纹扩展性能几乎没有影响，但厚度为2mm且应力比为0．1时其裂纹扩展速率稍有下降；应力比对直接时效GH4169高温合金疲劳裂纹扩展的影响随着应力比的提高逐渐减小；温度的提高对直接时效GH4169的裂纹扩展速率有明显的加速作用，但是随着应力强度因子范围的增加，其影响逐渐减小，氧化作用是加速其裂纹扩展的主要机理。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 疲劳裂纹扩展 应力强度因子 应力比 高温合金
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腐蚀条件下LD2航空铝合金裂纹扩展规律研究 被引量：18
15
作者 穆志韬 陈定海 +2 位作者 朱做涛 丁文勇 田述栋 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第3期574-579,共6页
腐蚀损伤会加速飞机结构的疲劳裂纹扩展,缩短飞机疲劳寿命。以LD2航空铝合金材料为研究对象,通过在实验室内模拟飞机服役环境进行加速腐蚀试验,得到不同腐蚀时间下的试验件,并在MTS-810疲劳机上对不同腐蚀时间下的试验件进行疲劳试验,... 腐蚀损伤会加速飞机结构的疲劳裂纹扩展,缩短飞机疲劳寿命。以LD2航空铝合金材料为研究对象,通过在实验室内模拟飞机服役环境进行加速腐蚀试验,得到不同腐蚀时间下的试验件,并在MTS-810疲劳机上对不同腐蚀时间下的试验件进行疲劳试验,得到不同腐蚀年限下的疲劳断口形貌。通过断口判读分析,得到不同腐蚀年限下的裂纹扩展数据(a,N)。从不同腐蚀时间下的裂纹扩展数据研究分析,得到裂纹长度与循环次数符合指数函数的形式,即裂纹扩展速率与裂纹长度成正比,其斜率依赖于腐蚀损伤与疲劳载荷两个因素,而且在同一应力水平下,其斜率与腐蚀时间呈线性关系,并且其截距与应力水平也呈线性关系。 展开更多
关键词 铝合金 腐蚀损伤 疲劳断口 裂纹长度 疲劳裂纹
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腐蚀/疲劳交替作用下飞机金属材料疲劳寿命计算方法 被引量：27
16
作者 张海威 何宇廷 +2 位作者 范超华 刘昭彤 伍黎明 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第5期1114-1121,共8页
使用环境下飞机金属结构剩余寿命评定是确定飞机结构疲劳寿命与日历寿命关系的关键。为此,本文模拟飞机结构经历的"地面腐蚀+空中疲劳"过程,提出了腐蚀/疲劳交替作用下飞机金属材料的疲劳寿命计算方法。首先,通过分析2A12-T4... 使用环境下飞机金属结构剩余寿命评定是确定飞机结构疲劳寿命与日历寿命关系的关键。为此,本文模拟飞机结构经历的"地面腐蚀+空中疲劳"过程,提出了腐蚀/疲劳交替作用下飞机金属材料的疲劳寿命计算方法。首先,通过分析2A12-T4铝合金试样预腐蚀/疲劳试验结果,发现其在模拟腐蚀/疲劳交替作用时计算得到的疲劳寿命偏于保守。随后,根据2A12-T4铝合金试样真实的交替试验结果,采用回归算法,建立了基于均匀分布耦合损伤形式的腐蚀/疲劳交替寿命计算模型;并分别采用BP、Elman神经网络对上述模型的计算结果进行验证。结果表明,本文提出的均匀分布耦合损伤模型计算结果与真实试验结果吻合较好;通过进一步的计算与试验对比发现,该模型也可以用于加载循环与腐蚀周期组合发生变化时的疲劳寿命预测,具有较好的适用性。 展开更多
关键词 腐蚀 疲劳 2A12-T4铝合金 均匀分布 神经网络
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结构振动疲劳研究综述 被引量：83
17
作者 刘文光 陈国平 +1 位作者 贺红林 吴晖 《工程设计学报》 CSCD 北大核心 2012年第1期1-8,24,共9页
综述了工程结构振动疲劳问题.首先从工程中存在的结构振动疲劳现象出发,论述了开展结构振动疲劳研究的重大意义,并对结构振动疲劳的定义及特点进行了详细的阐述;而后从结构振动疲劳寿命分析和结构疲劳损伤的振动诊断两方面回顾了结构振... 综述了工程结构振动疲劳问题.首先从工程中存在的结构振动疲劳现象出发,论述了开展结构振动疲劳研究的重大意义,并对结构振动疲劳的定义及特点进行了详细的阐述;而后从结构振动疲劳寿命分析和结构疲劳损伤的振动诊断两方面回顾了结构振动疲劳研究的国内外现状,同时介绍了有关结构振动疲劳耦合分析的研究进展;最后讨论了目前研究存在的一些问题及今后的研究方向. 展开更多
关键词 振动 疲劳 诊断
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20kHz下TC17钛合金超高周疲劳性能研究 被引量：13
18
作者 高潮 程礼 +3 位作者 彭桦 申景生 邱辰霖 刘延杰 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期811-816,共6页
应用基于压电超声疲劳试验技术开发的20kHz弯曲疲劳试验系统,完成了室温下TC17合金超高周疲劳试验.结果表明:在疲劳循环大于107周次时,试样仍会发生疲劳断裂,疲劳强度随循环次数的增加而下降,并不存在明显的疲劳极限.TC17合金的应力-寿... 应用基于压电超声疲劳试验技术开发的20kHz弯曲疲劳试验系统,完成了室温下TC17合金超高周疲劳试验.结果表明:在疲劳循环大于107周次时,试样仍会发生疲劳断裂,疲劳强度随循环次数的增加而下降,并不存在明显的疲劳极限.TC17合金的应力-寿命(S-N)曲线在107～109周次的范围内为连续下降型.光学显微镜发现,TC17合金的疲劳破坏主要起源于试样表面.当存在夹杂物时,疲劳裂纹从距离表面很近的夹杂物处萌生,能谱分析表明夹杂物的成分主要是铝的氧化物. 展开更多
关键词 弯曲疲劳 超高周疲劳 应力-寿命(S-N)曲线 TC17合金 疲劳强度
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飞机起落架收放液压系统设计、分析与实验验证 被引量：24
19
作者 李闯 张明 +1 位作者 魏小辉 聂宏 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第2期225-231,共7页
为了通过地面实验验证飞机起落架收放系统性能,研制了可精确模拟气动载荷的起落架收放实验系统。根据收放液压系统各模块特点,基于LMS Imagine Lab.AMESim软件建立了液压收放系统的仿真模型,模拟起落架液压收放系统的收放过程,对系统进... 为了通过地面实验验证飞机起落架收放系统性能,研制了可精确模拟气动载荷的起落架收放实验系统。根据收放液压系统各模块特点,基于LMS Imagine Lab.AMESim软件建立了液压收放系统的仿真模型,模拟起落架液压收放系统的收放过程,对系统进行动态仿真分析,预估实验系统性能。通过实验数据与仿真数据的对比分析,检验实验系统的正确性。结果表明:系统能够满足起落架收放实验基本功能要求,仿真结果与实验结果较为接近。 展开更多
关键词 起落架 液压收放系统 实验 仿真
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7B04-T6铝合金腐蚀疲劳交替寿命预测模型 被引量：12
20
作者 李昌范 何宇廷 +3 位作者 张胜 李旭 杜旭 张腾 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第5期1073-1080,共8页
利用7B04-T6铝合金进行了预腐蚀试验和"腐蚀+疲劳+腐蚀+疲劳+……"交替模式作用下的腐蚀疲劳交替试验.试验结果表明:在腐蚀疲劳交替作用下,试验件寿命比相同腐蚀时间作用下的预腐蚀试验件寿命长.利用试验结果建立了基于损伤... 利用7B04-T6铝合金进行了预腐蚀试验和"腐蚀+疲劳+腐蚀+疲劳+……"交替模式作用下的腐蚀疲劳交替试验.试验结果表明:在腐蚀疲劳交替作用下,试验件寿命比相同腐蚀时间作用下的预腐蚀试验件寿命长.利用试验结果建立了基于损伤力学和非线性损伤累积理论的腐蚀疲劳交替寿命预测模型.提出了利用损伤指数描述腐蚀损伤和疲劳损伤在交替过程中的耦合关系,并分析了损伤指数变化对模型迟滞因子和模型预测精度的影响.通过模型分析,在腐蚀疲劳交替过程中,疲劳加载次数对寿命的影响大于腐蚀时间的影响,并且随着加载次数增加试验件的寿命也增加. 展开更多
关键词 腐蚀疲劳交替 迟滞因子 非线性损伤累积理论 损伤指数 寿命预测模型
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