直升机关键件疲劳设计探讨 被引量：3

1

作者 喻溅鉴 李清蓉 +1 位作者 曾本银 张伟 《直升机技术》 2009年第4期6-9,共4页

本文结合工程实例对直升机关键件疲劳设计和试验验证中的几个问题进行了探讨和分析。提出了几个观点:对承受高周疲劳载荷为主的直升机关键件,宜采用疲劳极限和疲劳寿命共同作为疲劳设计目标参数;疲劳寿命对疲劳极限、载荷谱相当敏感的T-... 本文结合工程实例对直升机关键件疲劳设计和试验验证中的几个问题进行了探讨和分析。提出了几个观点:对承受高周疲劳载荷为主的直升机关键件,宜采用疲劳极限和疲劳寿命共同作为疲劳设计目标参数;疲劳寿命对疲劳极限、载荷谱相当敏感的T-、A-等破坏模式的疲劳设计应采用无限寿命设计方法;多疲劳源、多破坏模式复杂结构疲劳设计时须给予额外设计裕度;多疲劳源、多破坏模式复杂结构疲劳试验须充分利用试件同时考核多个危险部位,获得各危险部位准确的疲劳性能。 展开更多

关键词 疲劳设计 直升机 关键件

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直升机主桨毂支臂疲劳验证技术研究 被引量：1

2

作者 喻溅鉴 李清蓉 +2 位作者 熊欣 邹静 胡磊 《直升机技术》 2014年第2期59-63,共5页

主桨毂支臂是直升机复杂关键件承受复杂疲劳载荷的代表之一,疲劳破坏是主要的失效模式。回顾了主桨毂支臂疲劳验证的发展历程,研究了球柔性主桨毂支臂疲劳验证的试验方案设计、正确性检验设计和寿命评定。对球柔性主桨毂支臂进行载荷力... 主桨毂支臂是直升机复杂关键件承受复杂疲劳载荷的代表之一,疲劳破坏是主要的失效模式。回顾了主桨毂支臂疲劳验证的发展历程,研究了球柔性主桨毂支臂疲劳验证的试验方案设计、正确性检验设计和寿命评定。对球柔性主桨毂支臂进行载荷力系研究、疲劳载荷谱分析研究、低周疲劳试验载荷设计和高周疲劳试验载荷设计,形成低周、高周全尺寸疲劳试验相结合且动态调整的疲劳验证方案,有效验证支臂各疲劳危险部位。 展开更多

关键词 直升机 支臂 疲劳试验

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直升机飞行使用任务剖面编制方法 被引量：3

3

作者 喻溅鉴 曾本银 《直升机技术》 2004年第2期1-4,共4页

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... 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。 展开更多

关键词 直升机 任务剖面 疲劳

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球柔性主桨毂中央件疲劳设计研究 被引量：1

4

作者 喻溅鉴 李清蓉 顾文标 《直升机技术》 2006年第4期10-14,共5页

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... 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。 展开更多

关键词 直升机 疲劳设计 主桨毂 中央件

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三维机织复合材料的一种梁单元细观力学模型 被引量：16

5

作者 周储伟 喻溅鉴 周光明 《复合材料学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第6期155-160,共6页

　根据三维机织复合材料中纤维束排列和变形的周期性特点,推导了一种细观梁单元模型。该模型考虑了纤维束的拉(压)弯耦合效应和纤维束之间的相互作用,可以描述纤维束和基体中的细观应力分布,并得到宏观的力学性能。针对一种典型的三维... 　根据三维机织复合材料中纤维束排列和变形的周期性特点,推导了一种细观梁单元模型。该模型考虑了纤维束的拉(压)弯耦合效应和纤维束之间的相互作用,可以描述纤维束和基体中的细观应力分布,并得到宏观的力学性能。针对一种典型的三维机织复合材料,首先根据编织参数,确定其细观几何结构,取最小周期的一段纤维束作为分析胞元,用上述细观梁单元分析了该段纤维束在面内拉伸荷载下的细观应力分布,计算出平均模量,并用材料试验和细观实体有限元对本模型进行了检验,结果与本文的预测吻合良好。研究表明,拉、弯耦合效应引起的纤维束中的细观弯曲应力同平均轴向应力相比,不可忽略。 展开更多

关键词 三维机织复合材料 细观力学 梁单元

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基于连续损伤力学的铝合金冲击局部损伤及后继疲劳寿命 被引量：3

6

作者 倪阳 周储伟 +1 位作者 喻溅鉴 邹静 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期63-68,共6页

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... 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。 展开更多

关键词 疲劳寿命 冲击凹坑 残余应力 有限元模拟 损伤力学

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直升机旋翼钛合金桨毂中央件失效分析及制造技术 被引量：4

7

作者 黄文俊 喻溅鉴 +2 位作者 张晓英 窦松柏 李满福 《航空制造技术》 2010年第20期68-72,共5页

通过对2例直升机旋翼钛合金桨毂中央件全尺寸疲劳试件破坏区域的外观检查、断口宏微观分析、断口区域的金相分析、能谱分析,并结合中央件制造过程中的各种加工工艺对钛合金零件的影响分析、补充试验验证,对2例中央件的疲劳破坏进行了综... 通过对2例直升机旋翼钛合金桨毂中央件全尺寸疲劳试件破坏区域的外观检查、断口宏微观分析、断口区域的金相分析、能谱分析,并结合中央件制造过程中的各种加工工艺对钛合金零件的影响分析、补充试验验证,对2例中央件的疲劳破坏进行了综合分析,确定了中央件提前破坏的主要原因和改进措施,为直升机旋翼系统钛合金零件的失效分析及制造技术研究提供了宝贵经验。 展开更多

关键词 钛合金 桨毂中央件 断口分析

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直升机铝合金结构冲击凹坑缺陷深度统计及对应的疲劳性能研究 被引量：1

8

作者 倪阳 周储伟 +1 位作者 喻溅鉴 邹静 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2020年第4期941-946,共6页

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... 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。 展开更多

关键词 缺陷统计 疲劳寿命 冲击凹坑 有限元方法 连续损伤力学

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直升机金属结构缺陷容限验证技术研究 被引量：13

9

作者 顾文标 喻溅鉴 +1 位作者 邹静 潘春蛟 《直升机技术》 2013年第1期20-25,共6页

直升机结构的缺陷容限验证在FAR/CCAR27/29.571条适航条款中有明确的要求。文章提出了全尺寸结构缺陷容限验证思路,对验证的各个环节,包含缺陷的类型及参数、缺陷容限特性曲线基本参数及安全系数、真实缺陷下载荷或应力的修正、结构的... 直升机结构的缺陷容限验证在FAR/CCAR27/29.571条适航条款中有明确的要求。文章提出了全尺寸结构缺陷容限验证思路,对验证的各个环节,包含缺陷的类型及参数、缺陷容限特性曲线基本参数及安全系数、真实缺陷下载荷或应力的修正、结构的缺陷容限性能、检查周期的确定等进行了探讨,为开展直升机结构缺陷容限验证工作提供了技术支持。 展开更多

关键词 直升机 缺陷容限 验证技术 特性曲线

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Ti1023主桨毂中央件的微动疲劳及其防护 被引量：7

10

作者 艾剑波 郭俊贤 +3 位作者 覃海鹰 喻溅鉴 崔翰明 杨华高 《直升机技术》 2011年第2期25-29,共5页

微动疲劳普遍存在于航空结构中,是研究的热点之一。结合某型机Ti1023主桨毂中央件抗微动疲劳的工程实践,介绍了微动疲劳机理、影响因素和防护技术,为缺口敏感型Ti1023材料在其他动部件推广应用提供有益借鉴。

关键词 Ti1023 桨毂 微动疲劳 表面技术

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直升机飞行载荷应用探讨 被引量：5

11

作者 潘春蛟 喻溅鉴 +2 位作者 巴唐尧 邹静 顾文标 《直升机技术》 2012年第4期17-21,共5页

直升机载荷在结构设计和验证中起着关键性的作用。90年代以来,直升机的飞行载荷测量技术得到了飞速发展,使全面获得各型号的飞行载荷成为了可能。基于飞行载荷实测数据,从飞行载荷与旋翼构型的关系、影响飞行载荷的因素、状态载荷的分... 直升机载荷在结构设计和验证中起着关键性的作用。90年代以来,直升机的飞行载荷测量技术得到了飞速发展,使全面获得各型号的飞行载荷成为了可能。基于飞行载荷实测数据,从飞行载荷与旋翼构型的关系、影响飞行载荷的因素、状态载荷的分布规律,以及飞行载荷与故障的相关性等几方面对如何拓展飞行载荷的应用范围进行了初步探讨,为充分发挥飞行载荷历史数据在新机研制的设计、试验和试飞验证中的作用提供思路。 展开更多

关键词 直升机 设计载荷 飞行载荷

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直升机金属结构的全范围安全S-N曲线确定方法 被引量：3

12

作者 曾本银 潘春蛟 +1 位作者 喻溅鉴 朱定金 《直升机技术》 2008年第2期1-5,共5页

本文介绍了直升机结构安全S-N曲线的确定方法。在常用的三参数S-N曲线公式Stromeyer方程的基础上,根据直升机载荷的特点,介绍了一种适合直升机疲劳评定的全范围S-N曲线公式,并提供一套根据中值S-N曲线获得安全S-N曲线的方法。

关键词 直升机 疲劳评定 全范围S-N曲线 强度减缩系数 寿命分散系数 高周疲劳 低周疲劳

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直升机飞行实测载荷有效性分析技术 被引量：5

13

作者 顾文标 喻溅鉴 +1 位作者 潘春蛟 曾本银 《直升机技术》 2007年第4期19-23,共5页

由于直升机以动部件为代表的特殊结构形式以及复杂的振动载荷环境,飞行实测载荷是疲劳设计和评定过程中的关键数据。本文结合某直升机实测载荷数据,介绍了实测载荷有效性分析的工作内容和方法,其中相关性分析和规律性分析等方法可进一... 由于直升机以动部件为代表的特殊结构形式以及复杂的振动载荷环境,飞行实测载荷是疲劳设计和评定过程中的关键数据。本文结合某直升机实测载荷数据,介绍了实测载荷有效性分析的工作内容和方法,其中相关性分析和规律性分析等方法可进一步用于获取各结构的状态、重量、重心、高度疲劳载荷的分布规律和相互关系,使其应用到新型号设计中。为我国直升机疲劳设计载荷的获得提供一些可借鉴的思路。 展开更多

关键词 直升机 载荷 有效性

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直升机主桨毂支臂疲劳试验技术研究 被引量：2

14

作者 李清蓉 喻溅鉴 +1 位作者 史斯佃 徐新 《直升机技术》 2012年第1期56-62,共7页

支臂是直升机球柔性桨毂中的典型复杂动部件,疲劳破坏为主要的失效模式。结合某直升机支臂疲劳试验,介绍了试验方案设计、试验实施方案设计及试验数据分析等内容和方法。考虑支臂结构及载荷和组合试验的特点,疲劳试验载荷的比例以模拟... 支臂是直升机球柔性桨毂中的典型复杂动部件,疲劳破坏为主要的失效模式。结合某直升机支臂疲劳试验,介绍了试验方案设计、试验实施方案设计及试验数据分析等内容和方法。考虑支臂结构及载荷和组合试验的特点,疲劳试验载荷的比例以模拟载荷分布为原则、以打样设计载荷为手段确定,载荷大小根据试验件的疲劳能力、寿命考核要求、各破坏部位和模式匹配考核确定;试验采取整体试验和局部考核相结合的方法,设计了由支臂和模拟桨叶组成的双铰支梁式支臂整体疲劳试验实施模型;试验监测数据分析有力地保证了试验的有效性。 展开更多

关键词 直升机 支臂 动部件 疲劳试验 有效性

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直升机尾桨轴疲劳试验技术研究 被引量：5

15

作者 李清蓉 喻溅鉴 《直升机技术》 2009年第3期104-107,共4页

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... 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。 展开更多

关键词 直升机 尾桨轴 疲劳试验 边界模拟

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基于扩展有限元法的裂纹扩展数值模拟及程序实现 被引量：1

16

作者 崔韦 熊欣 +1 位作者 喻溅鉴 王建军 《直升机技术》 2016年第3期13-17,共5页

常规有限元法在解决裂纹扩展问题时需要重构网格而使其应用受到局限。扩展有限元法(XFEM)使用扩充形函数描述不连续的位移场,具有在模拟裂纹扩展时无需更新网格模型的显著优点。基于Matlab语言实现了平面问题裂纹扩展模拟程序的开发,通... 常规有限元法在解决裂纹扩展问题时需要重构网格而使其应用受到局限。扩展有限元法(XFEM)使用扩充形函数描述不连续的位移场,具有在模拟裂纹扩展时无需更新网格模型的显著优点。基于Matlab语言实现了平面问题裂纹扩展模拟程序的开发,通过解析解算例和对某钛合金裂纹扩展试验的模拟验证了程序的精度。 展开更多

关键词 扩展有限元法 裂纹扩展 数值模拟 MATLAB

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直升机金属动部件延寿技术研究 被引量：2

17

作者 熊欣 李建伟 喻溅鉴 《直升机技术》 2018年第1期45-48,54,共5页

研究了直升机金属动部件的延寿方法。首先分别从外部环境、疲劳抗力和疲劳评估方法三个角度提出了动部件的延寿方案。而后以某型机主桨毂轴颈延寿作为典型案例,一方面采用提高表面抗力的方法提高安全疲劳寿命,同时采用损伤容限评估方法... 研究了直升机金属动部件的延寿方法。首先分别从外部环境、疲劳抗力和疲劳评估方法三个角度提出了动部件的延寿方案。而后以某型机主桨毂轴颈延寿作为典型案例,一方面采用提高表面抗力的方法提高安全疲劳寿命,同时采用损伤容限评估方法计算裂纹扩展寿命,通过增加检查周期的方法显著提高了使用寿命。 展开更多

关键词 直升机 动部件 延寿 损伤容限

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基于位错密度的铝合金塑性损伤模型

18

作者 倪阳 周储伟 +1 位作者 喻溅鉴 邹静 《科技创新与应用》 2018年第24期31-33,共3页

通过分子动力学方法模拟铝合金拉伸变形行为,得到材料拉伸过程中内部位错密度的变化规律。进而结合基于位错密度的弹塑性本构,在Lemaitre提出的塑性损伤模型基础上,建立了基于位错密度的塑性损伤模型。该模型综合考虑了位错、硬化、应... 通过分子动力学方法模拟铝合金拉伸变形行为,得到材料拉伸过程中内部位错密度的变化规律。进而结合基于位错密度的弹塑性本构,在Lemaitre提出的塑性损伤模型基础上,建立了基于位错密度的塑性损伤模型。该模型综合考虑了位错、硬化、应变等诸多因素,有效的反映了金属材料塑性损伤的微观机理。 展开更多

关键词 位错密度 塑性损伤 本构模型 分子动力学

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铝合金纳尺度缺陷形成和发展的分子动力学模拟

19

作者 倪阳 周储伟 +1 位作者 喻溅鉴 邹静 《广州化工》 CAS 2018年第16期14-16,20,共4页

运用分子动力学方法,采用原子镶嵌势函数模拟单晶铝纳米柱在受单向拉伸和压缩时的变形破坏过程,分析了铝纳米柱的微缺陷(位错)形成与演化及原子总能量变化过程。模拟结果表明铝纳米柱在外载荷作用下,原子缺陷从自由表面开始向内部扩展,... 运用分子动力学方法,采用原子镶嵌势函数模拟单晶铝纳米柱在受单向拉伸和压缩时的变形破坏过程,分析了铝纳米柱的微缺陷(位错)形成与演化及原子总能量变化过程。模拟结果表明铝纳米柱在外载荷作用下,原子缺陷从自由表面开始向内部扩展,随着位错增加和塞积,导致铝纳米柱破坏。另外,在铝纳米柱拉伸和压缩过程中,原子总能量呈现出三阶段变化的特性。 展开更多

关键词 铝 分子动力学 EAM势 位错

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某直升机进口材料断裂性能测定技术

20

作者 曾本银 朱定金 +1 位作者 喻溅鉴 张伟 《直升机技术》 2007年第4期13-18,共6页

本文在总结传统疲劳裂纹扩展曲线的基础上,讨论了四参数全范围da/dN曲线公式。根据断裂性能测试标准,分别测试了直升机桨叶根部材料断裂韧性K1c,3个应力比下的裂纹扩展门槛值△Kth和裂纹扩展速率da/dN;再利用多元线性回归法对试验数据... 本文在总结传统疲劳裂纹扩展曲线的基础上,讨论了四参数全范围da/dN曲线公式。根据断裂性能测试标准,分别测试了直升机桨叶根部材料断裂韧性K1c,3个应力比下的裂纹扩展门槛值△Kth和裂纹扩展速率da/dN;再利用多元线性回归法对试验数据进行了曲线拟合,分别得到了断裂等寿命曲线和四参数全范围da/dN曲线公式。 展开更多

关键词 裂纹扩展 断裂韧性 门槛值 线性回归法

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