FH7-疲劳

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FOX-7及含FOX-7的HTPB推进剂安全性能

０．５１ｍｍｏｌ・ｇ。。；增塑剂采用癸二酸二异辛酯
黑索今（ＲＤＸ），而感度与ＴＡＴＢ相当，以其优异的性能引起了研究人员的广泛关注，成为研制满足钝感材料
（ＩＭ）要求的高能量、高安全性含能材料之一。
中图分类号：ＴＪ５５；ｖ２５文献标识码：ＡＤＯＩ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１００６ — ９９４１．２０１０．０３．０１７
固体推进剂的安全生产形势更为严峻，迫切要求深入
103969jissn100699412010030171引言近年来高能钝感弹药的研究开发成为世界各国固体推进剂优先发展的前沿技术下一代战术导弹要求固体火箭发动机具备高功效性和满足低易损性要求而已应用于武器系统中几类技术成熟的固体推进剂其性能难以同时满足上述要求
３１６
陈中娥，李忠友，姚南，雷晴，王度
研究了ＲＤＸ及不同批次ＦＯＸ．７的机械感度和静电火花感度。不同批次ＦＯＸ一７在不同Ｅｌ期合成，但采
用了相同的制备、重结晶方法，编号分别为１～５，感度数据具体如表２所示。
表２ＦＯＸ一７与ＲＤＸ的感度
收稿日期：２００９－０７．０２；修回日期：２００９１１－Ｏ６
美国ＴＡ公司ＳＤＴＱ６００型差示．热重扫描量热联用仪（ＤＳＣ — ＴＧ），温度范围为室温～８００ｃＩＣ，加热速率为１０℃ ・ｍｉｎ～，气氛为氮气。

军用飞机结构疲劳设计细节疲劳额定值方法指南

军用飞机结构疲劳设计细节疲劳额定值方法指南军用飞机的运行过程中，承受着巨大的荷载，其结构在长时间内承受循环荷载的过程中，容易发生疲劳。

为了确保军机在使用过程中的安全性和可靠性，需要进行结构疲劳设计。

在结构疲劳设计中，需要考虑到飞机的运行环境和使用条件，以及飞行任务的不同，对结构产生的影响。

本文将介绍军用飞机结构疲劳设计中，关于疲劳额定值方法和指南的内容。

一、疲劳额定值定义疲劳额定值（FAI）是指材料在规定条件下能承受的最大循环荷载。

它与材料的弹性极限、屈服强度、加载循环次数等性能指标有关，是衡量材料疲劳性能的一个重要指标。

在军用飞机结构疲劳设计中，确定材料的疲劳额定值是关键环节，这一环节直接影响到飞机的整体安全性和可靠性。

二、疲劳额定值方法在确定疲劳额定值时，需要考虑材料在规定的应力状态下的力学性能，主要包括拉伸强度、压缩强度、疲劳极限等。

这些性能指标与材料的弹性极限、屈服强度等基本性能指标密切相关。

因此，在确定疲劳额定值时，需要充分考虑材料的这些基本性能。

另外，在确定疲劳额定值时，需要考虑材料在实际使用环境中的应力状态。

例如，在飞行中，材料会受到周期性的热应力、辐射应力和静载应力等多种应力。

这些应力状态会对材料的疲劳寿命产生影响，因此需要考虑这些应力状态对疲劳寿命的影响。

三、疲劳额定值指南在确定疲劳额定值时，可以采用以下方法：1.经验法这种方法根据材料的特性和使用经验，结合材料测试的数据，来确定材料的疲劳额定值。

这种方法简单易行，但准确性较低，适用于结构简单的飞机和材料。

2.数值法这种方法通过数值模拟，结合材料的基本理论，来确定材料的疲劳额定值。

这种方法适用于复杂的结构和材料，但需要大量的计算资源和较长的计算时间。

3.试验法这种方法通过试验测试，确定材料的疲劳额定值。

这种方法适用于结构复杂的飞机和材料，但需要一定的试验成本和时间。

在确定疲劳额定值时，需要综合考虑材料的特性、使用环境和应力状态等因素，以确保疲劳额定值的准确性和可靠性。

DTⅡ型皮带机设计说明书

湖南工学院设计说明书DTⅡ型皮带机设计●姓名: 唐龙●班级: J025●系部: 机械工程系●指导老师: 刘吉兆2005年5月目录一.设计任务二.设计计算1、驱动单元计算原则 (5)2、滚筒的设计计算 (14)3、托辊的计算 (20)4、拉紧装置的计算 (29)5、中间架的计算 (33)6、机架的结构计算 (35)7、头部漏斗的设计计算 (37)8、导料槽的设计计算 (40)9、犁式卸料器的计算 (43)三:设计资料查询 (47)四:设计体会 (48)一、设计任务1、原始数据及工作条件：1.1 输送物料:无烟煤1.2 额定能力:额定输送能力:Q=1500t/h;1.3 输送机主要参数:带宽:B=1400mm;带速:V=2.5m/s;水平机长:L=92m;导料槽长:L=10m提升高度:H=22.155m;倾角:δ=13.6°；容重：ρ=0.985t/m31.4 工作环境：室内布置，每小时启动次数不少于5次。

2 设计要求2.1. 设计要求2.1.1 保证规定的生产率和高质量的皮带机的同时，力求成本低，皮带机的寿命长。

2.1.2 设计的皮带机必须保证操作安全、方便。

2.1.3 皮带机零件必须具有良好的工艺性，即：制造装配容易。

便于管理。

2.1.4 保证搬运、安装、紧固到皮带机上，并且方便可靠。

2.1.5 保证皮带机强度的前提下，应注意外形美观，各部分比例协调。

2.2 设计图纸总装图一张，局部装配图三张，驱动装置图一张及部分零件图（其中至少有一张以上零号的计算机绘图）。

2.3：设计说明书（要求不少于一万字，二十页以上）2.3.1 资料数据充分，并标明数据出处。

2.3.2 计算过程详细，完全。

2.3.3 公式的字母应标明，有时还应标注公式的出处。

2.3.4 内容条理清楚，按步骤书写。

2.3.5 说明书要求用计算机打印出来。

本文由闰土服务机械外文文献翻译成品淘宝店整理二.设计计算书1驱动单元计算原则1.1整机最大驱动功率(kw)式中：N ——电机功率（kw ）S max ——胶带最大带强（N ）μ——传动滚筒与胶带之间的摩擦系数 α——传动滚筒的围包角 V ——带速（m/s ）η总——传动单元总效率 η=0.9 一、式中各参数的选取1、胶带最大张力对于编织芯带：S max =ST.B.Z/n (N) 对于钢绳芯带：S max =ST.B/n （N ）式中：ST ——输送带破断强度 N/mm.层B ——输送带宽 (mm) n ——输送带接头的安全系数a) 输送带的扯断强度、输送带的宽度及输送带芯层层数1000)1(1max⨯-=总ημαV S Nb)胶带带宽与许用层数的匹配c)钢绳芯输送带带宽与带强的匹配d)输送带安全系数棉帆布带：n=8～9尼龙带：n=10～12钢绳芯带：n=7～95、带速与带宽的匹配二、减速器根据带式输送机连续工况、冲击载荷类型、尖峰负荷情况以及制造质量等按DBY、DCY选用手册予选减速器，然后进行机械强度、热功率及临界转速校核。

02-疲劳载荷谱处理

1
第2章疲劳载荷谱的处理
2.1 飞机疲劳载荷谱的组成 2.2 飞机疲劳载荷谱的编制思路 2.3 飞机疲劳载荷谱的种类
参考书目
南京航空航天大学南京航空航天大学姚卫星姚卫星 © ©
2
第2章疲劳载荷谱
2.1 疲劳载荷谱的组成
飞机受到的疲劳载荷主要由下面五个部分组成： ¾ 突风载荷 ¾ 机动载荷 ¾ 着陆撞击载荷 ¾ 地面滑行载荷 ¾ 地—空—地循环
35
第2章疲劳载荷谱
伪随机数
伪随机数(Pseudo-Random Number) 是按某种规律产生的均匀分布的数的集合。试图用它模拟现实世界中的随机数。定义：取n个自然数m1，m2，……mn，其中1≤mi≤n(i∈n)，且mi不重复，使其随机排列，则称n为该随机数列的周期，即有mi＝mi+n。产生伪随机数的方法有： (1) 物理方法：用机械的办法产生白噪声 (2) 查表法 (3) 数学方法：加同余法、乘同余法、混合同余法等
南京航空航天大学南京航空航天大学姚卫星姚卫星王英玉王英玉© ©
25
第2章疲劳载荷谱
任务1
南京航空航天大学南京航空航天大学姚卫星姚卫星王英玉王英玉© ©
26
第2章疲劳载荷谱
任务2
南京航空航天大学南京航空航天大学姚卫星姚卫星王英玉王英玉© ©
27
第2章疲劳载荷谱
突风谱
紊流均方根值的概率分布
南京航空航天大学南京航空航天大学姚卫星姚卫星王英玉王英玉© ©
10
第2章疲劳载荷谱
2.1.2 机动载荷
机动过载是歼击机类战斗机的主要疲劳载荷，是由飞行统计给出的。MIL-A-008866B给出的统计数据：

高载荷作用下Ti6242钛合金低周疲劳和保载疲劳损伤行为分析

高载荷作用下Ti6242钛合金低周疲劳和保载疲劳损伤行为分析张明达, 曹京霞, 隋楠, 周毅, 黄旭（中国航发北京航空材料研究院先进钛合金航空科技重点实验室，北京 100095）摘要：Ti6242作为一种力学性能优异的近α型钛合金，与其他近α和α+β型钛合金类似，在接近室温时表现出保载疲劳的特征。

本研究借鉴钛合金保载疲劳敏感性随测试载荷提升而上升的变化规律，设计高载荷的低周疲劳和保载疲劳力学性能测试，结合微观组织观察、力学性能表征和断口分析，系统分析微观组织和高载荷作用下低周疲劳和保载疲劳损伤行为，建立微观组织与力学性能的联系，总结不同载荷条件下的断口特征与规律，评估高载荷测试条件下Ti6242钛合金保载疲劳敏感性，结果证明通过提高载荷来表征Ti6242钛合金的保载疲劳性能具有可行性。

关键词：钛合金；保载疲劳；高载荷；断口分析doi ：10.11868/j.issn.1005-5053.2018.000085中图分类号：TG146.2+3 文献标识码：A 文章编号：1005-5053(2019)01-0055-07钛合金具有较高强度、较低密度、极好的耐腐蚀性能和较高疲劳强度等性能特点。

近20多年来，钛合金材料和制品在不断地摸索和实践过程中，其生产技术和种类更加丰富和成熟，发展速度远超过其他金属结构材料。

作为一种高性能轻质金属结构材料，钛合金在航空航天领域得到广泛应用，其中，近α和α+β型钛合金由于具有优异的抗蠕变和抗疲劳等综合力学性能，通常被用于制备航空发动机的压气机盘、风扇及叶片等零部件[1-4]。

Ti6242是一种具有优异力学性能的典型近α型钛合金。

与其他近α和α+β型钛合金类似，Ti6242钛合金在接近室温温度区间时表现出保载疲劳的力学性能特征，即此类钛合金材料和零部件在进行连续周期载荷疲劳性能测试时，在最大载荷停留一段时间会引起疲劳寿命的明显降低[5-7]。

多起与保载疲劳相关的航空事故引起钛合金领域研究人员的关注，并在随后的研究和试制过程中增加了对保载疲劳性能的关注和考核。

飞机结构及加工工艺全

A380、B7771机体结构机头系统组成包含零件图片备注鼻锥?Radome雷达罩雷击保护条（lightning strikeprotectionstrips黄色为雷击保护条，材料铜Cockpit驾驶员座舱驾驶员座舱结构图Noselandinggear bay前起落架舱下部有电子舱和前轮舱,包括电子舱的接近门等开口和对前轮舱的各种支撑./可以看到飞机的顶升点。

装在FR8上.FWDpressurebulkhead前压力隔框前压力隔框FR1,厚度为1.6mm,可以看到前部有水平的加强筋.在隔框有垂直的加强筋.为防鸟击在压力隔框前装有6mm厚的AFRP芳纶纤维蜂窝复合材料机身弯曲链接部位1.客舱压力；2.鸟击；3.着陆时的冲击；4.碰撞时的冲击和快速卸压；5.空气动力；6.飞机顶撑；7.机身的抗弯曲能力。

图片起落架机翼：2×4刹车装置、承力支柱、减震器（常用承力支柱作为减震器外筒）、收放机构、前轮减摆器和转弯操纵机构等。

sooopsl 的高压液压源机身：2×6机头：1×22动力系统发动机核心机左栏第一张图片是安装发动机的装置;第二张图片是发动机;涡轮组件附件及齿轮箱其它燃油系统（航空汽油用于活塞发动机;航空煤油用于燃气涡轮发动机.）飞机燃油系统飞机的燃油系统由油箱、供油系统、通气系统、加油放油系统和指示系统组成。

第一张为飞机结构燃油箱;第二张图片为飞机系统供油图.辅助动力装置（APU ）其作用是向飞机独立地提供电力和压缩空气，也有少量的APU 可以向飞机提供附加推力。

（A320）动力部分：单级钛合金压缩比为6：l 的离心压气机，环形回流燃烧室，单级径向内流式涡轮。

下图所示为APU 动力装置在尾椎上的排气口，进气口则在垂直尾翼上。

(A380)（A320）附加齿轮箱：附件齿轮箱安装在离心压气机外包的末端并由动力部分驱动。

它由驱动垫来驱动：一个AC 发电机，二个起动机马达，一个发电机滑油回油泵，一个燃油控制和润滑泵，一个冷却风扇。

2A70高强铝合金疲劳性能研究

2A70高强铝合金疲劳性能研究周思奇1，张虹1，吴新涛2（1.北京理工大学机械与车辆学院，北京 100081；2.中国北方发动机研究所，天津 300400）摘要：为探究2A70高强铝合金疲劳性能，开展了2A70应力比R＝-1温度T＝25℃与T＝150℃的高周疲劳试验。

结合微观组织观测、应力－寿命（S－N）曲线绘制、典型断口观测，对其疲劳性能进行了研究。

结果表明：温度升高会降低2A70高强铝合金的疲劳性能，温度为25℃和150℃时的疲劳极限分别为150 MPa和90 MPa；在常温和高温条件下都发生表面失效，裂纹萌生于次表面夹杂；2A70在疲劳加载过程中的主要断裂模式为解理断裂，在断口表面可以观察到大量河流花样和解理台阶。

关键词：2A70铝合金；微观组织；S－N曲线；失效机理中图分类号：TH142.2 文献标志码：A doi：10.3969/j.issn.1006-0316.2020.05.007 文章编号：1006－0316 (2020) 05－0040－05Study on the Fatigue Properties of 2A70 High-Strength Aluminum AlloyZHOU Siqi1，ZHANG Hong1，WU Xintao2( 1.School of Mechanical Engineering, Beijing Institute of Technology, Beijing 100081, China;2.China North Engine Research Institute, Tianjin 300400, China )Abstract：In order to investigate the fatigue properties of 2A70 high-strength aluminum alloy, a high cycle fatigue test with stress ratio R=-1 and temperature T=25℃ and T=150℃ was carried out. Combined with microstructure observation, stress-life (S-N) curve and typical fracture observation, the fatigue properties of 2A70 was investigated and the influence of temperature was analyzed. The results show that the fatigue properties of 2A70 high-strength aluminum alloy decrease with the increase of temperature, and the fatigue limit is 150 MPa and 90 MPa when the temperature is 25℃ and 150℃, respectively. The surface failure occurs at both room temperature and high temperature, and the crack initiates at the subsurface inclusions. The main fracture mode of 2A70 in the process of fatigue loading is cleavage fracture, and a large number of river patterns and cleavage steps can be observed on the fracture surface.Key words：2A70 aluminum alloy；microstructure；S－N curve；fatigue failure mechanism为满足现代飞机高速化、轻量化、高可靠性、低成本的发展需求，设计者对飞机用高强铝合金提出了更严格的要求[1]。

南海挑战号fps系泊系统延寿疲劳性能评估

60卷第4期（总第2统延寿疲劳性能评估
93
锚腿编号 #1 #2 #3 #4 #5 #6 #7 #8 #9 #10 #11
表2 FPS锚腿朝向及预张力相对于正北方向朝向/（。）
326.4 356.8 24.4 52.4 78.4 104.4 134.4 162.4 204.4 246.4 286.4
作业工况预张力/kN 1803 2 043 1476 1464 1495 1575 1756 1961 2234 2324 2102
图3锚腿编号及船首朝向
单根锚腿组成如图4所示。单根锚腿从平台到锚点的组件依次为平台链、上钢缆、海底链、躺底钢缆和大抓力锚，链、缆的具体参数如表3所示。
组件平台链上钢缆海底链躺底钢缆
2.中海石油(中国)有限公司深圳分公司，深圳518054)
摘要
南海挑战号FPS系泊系统面临第二次寿命延长，而系泊系统的剩余疲劳寿命是制约其延长寿命的重要因素.通过参考最新的行业推荐做法和船级社规范，对南海挑战号的系泊系统进行了疲劳性能评估，包括锚腿累积疲劳损伤和剩余疲劳寿命.分析结果表明，所有锚腿的剩余疲劳寿命能够仍然满足延寿评估的要求，但是其中两条锚腿中的部分构件剩余的疲劳寿命较小.针对这一情况并结合强度评估结果，建议更换两条锚腿中剩余疲劳寿命较小的构件，同时加强对系泊系统的检测.
60卷第4期(总第232期) 2019年12月
文章编号：1000-4882 (2019) 04-0091-9
中国造船 SHIPBUILDING OF CHINA
W.60 No.4 (Serial No. 232) Dec. 2019
南海挑战号FPS系泊系统延寿疲劳性能评估
申辉1,朱为全-王火平彳，王德洋$ (1.北京高泰深海技术有限公司,北京102209;

航空器的抗疲劳设计与分析

航空器的抗疲劳设计与分析在现代航空领域，航空器的安全性和可靠性始终是至关重要的考量因素。

其中，航空器的抗疲劳设计与分析是确保其长时间安全运行的关键环节。

首先，我们来理解一下什么是疲劳。

简单来说，疲劳就是材料或结构在反复承受载荷的作用下，性能逐渐劣化，最终导致失效的现象。

对于航空器而言，这种反复载荷可能来自于飞行中的气流颠簸、起降过程中的冲击、发动机的振动等等。

航空器的结构复杂多样，从机身到机翼，从发动机到起落架，每个部件都面临着疲劳的挑战。

在抗疲劳设计中，材料的选择是基础。

高强度、高韧性的合金材料常常被用于制造关键部件，例如钛合金、铝合金等。

这些材料不仅具有出色的力学性能，还能在长期的使用中抵抗疲劳裂纹的产生和扩展。

设计阶段的优化也是不可或缺的。

合理的结构形状和尺寸能够有效地分散应力，减少应力集中的区域。

比如，在机翼与机身的连接处，通过采用平滑的过渡曲线，可以降低应力集中的程度，从而提高结构的抗疲劳性能。

此外，增加加强筋、隔板等结构件，也能增强整体的刚度和强度，抵抗疲劳损伤。

在抗疲劳分析中，工程师们会运用各种先进的技术和方法。

有限元分析就是其中一种常用的手段。

通过将航空器的结构离散化为众多的小单元，并对每个单元进行力学分析，可以精确地预测结构在不同载荷条件下的应力分布和变形情况。

基于这些分析结果，能够及时发现潜在的疲劳薄弱点，并采取相应的改进措施。

除了结构设计和分析，制造工艺也对航空器的抗疲劳性能有着重要影响。

高质量的加工和装配能够保证结构的精度和完整性，减少制造缺陷带来的疲劳隐患。

例如，焊接工艺的控制直接关系到焊缝的质量，如果焊缝存在缺陷，就很容易成为疲劳裂纹的起始点。

在航空器的使用过程中，维护和检测同样至关重要。

定期的检查可以及时发现结构表面的微小裂纹和损伤，通过修复或更换受损部件，防止疲劳裂纹的进一步扩展。

无损检测技术，如超声检测、射线检测等，能够在不破坏结构的前提下，准确地探测到内部的缺陷。

钛合金材料选择及应用于航空器疲劳分析

钛合金材料选择及应用于航空器疲劳分析随着航空工业的不断发展，钛合金材料由于其优异的性能成为航空器重要的结构材料之一。

钛合金材料具有高强度、优异的耐腐蚀性、低密度以及良好的可塑性等特点，因此广泛应用于航空器的结构部件。

在航空器的研发过程中，选择合适的钛合金材料并进行疲劳分析是至关重要的。

1. 钛合金材料的选择钛合金材料可以根据不同的要求选择。

首先，需要考虑航空器的规格和设计要求，如载荷、温度、速度等。

其次，材料的成本也是一个关键因素。

航空器制造是一个成本昂贵的过程，因此在选择材料时需要综合考虑材料的性能和成本。

最后，需要考虑材料的加工性能和可靠性。

航空器的结构部件需要经受长时间的循环载荷，因此材料的耐疲劳性能也是选择的重要指标之一。

根据航空器不同部位的要求，可以选择不同类型的钛合金材料。

常见的钛合金有α型、α+β型和β型三种。

α型钛合金具有优秀的可塑性和韧性，适用于航空器的大多数部位。

α+β型钛合金则具有更高的强度和硬度，适用于对强度和刚度要求较高的部位。

而β型钛合金由于其低密度和耐腐蚀性，适用于航空器的结构部件。

2. 钛合金材料在航空器疲劳分析中的应用疲劳是航空器结构中最常见的失效形式之一，因此对航空器的疲劳性能进行准确分析具有重要意义。

钛合金材料在航空器疲劳分析中的应用可以分为以下几个方面：2.1 疲劳寿命预测钛合金材料的疲劳寿命预测是航空器疲劳分析的重要内容之一。

通过对钛合金材料进行疲劳试验和数值模拟，可以建立材料的疲劳寿命曲线，并预测在不同载荷、温度等条件下的疲劳寿命。

这有助于确定航空器的安全使用寿命，并制定相应的维修和检测计划。

2.2 疲劳裂纹扩展分析钛合金材料在航空器结构中存在着裂纹敏感性。

疲劳裂纹扩展分析可以帮助航空器制造者和使用者评估裂纹在载荷作用下的扩展速率，并预测裂纹扩展的寿命，以确保结构的安全性。

通过疲劳裂纹扩展分析，可以为航空器的维修工作提供科学的依据。

2.3 疲劳寿命延长技术研究为了提高航空器的疲劳寿命，钛合金材料的优化设计和疲劳寿命延长技术的研究非常重要。

E319全铸铝合金材料低周疲劳试验研究

E319全铸铝合金材料低周疲劳试验研究一、前言随着航空工业和汽车工业的不断发展，轻量化、高强度、高温性、高耐久性和高可靠性的材料需求越来越高。

特别是对于飞机材料而言，拥有更高的强度、更低的密度以及更高的抗腐蚀能力，是其关注的重点。

全铸铝合金是航空制造中的一种重要材料，具有轻量化、高强度、高耐蚀性、易加工和成形等优点。

在航材制造中，铸造工艺的优越性也将铸造成为全铸铝合金材料制造过程的首选方式。

本文将对全铸铝合金材料进行低周疲劳试验研究，以探究该材料在实际应用中的性能表现，为其应用提供支持。

二、材料和方法1. 材料本次试验使用的全铸铝合金是E319，其化学成分如下：化学成分Si Fe Cu Mn Mg Zn Ti Cr Ni Ag Al质量分数7.87 0.32 1.99 0.26 2.53 0.03 0.27 0.02 0.02 0.02 85.672. 方法试验采用电液伺服控制硫化橡胶试验机进行，载荷模式为谐波，载荷幅值为正弦波形式，测试频率为10Hz，测试温度为室温（25℃），样品尺寸为直径10mm，长度30mm。

样品表面处理方式采用砂纸+针管喷砂处理，以消除表面氧化膜和金属表面凹陷，改善疲劳表现。

三、结果和分析1. 结果在10Hz的频率下，E319全铸铝合金材料的低周疲劳性能得到了实验评估。

试验结果表明，该材料在测试周期内的载荷模式下能够实现循环加载和循环卸载。

试验数据表明，载荷幅值为20kN和30kN时，样品的疲劳寿命显示出稳定的低周疲劳性能。

在载荷幅值为30kN时，样品疲劳寿命达到了1.11x10^4循环次数，也就是说，材料的低周疲劳寿命在试验条件下继续提高，并且显示出良好的强度和韧性。

2. 分析该试验结果表明，E319全铸铝合金材料在10Hz的频率下，能够承受循环加载和卸载，并在载荷幅值为20kN和30kN时显示出较好的低周疲劳性能。

特别地，在载荷幅值为30kN时，材料表现出具有更好强度和韧性的性能，并且可以承受更高的循环次数。

一种新的飞行器运输振动负荷确定方法浅探

荷特点研究不充分的可能性。因此，已取得靶场飞行
试验成功的飞行器，在向基层部队运输时，是否还需
要增加运输振动冲击试验，成为迫切需要思考并加以
解决的问题。该问题的出现，导致研制与生产单位和
部队面临两难的局面：一是增加附加试验的情况下，
需要再次开展大量试验工作，并需要专用经费支撑；
二是已经在靶场试验成功的飞行器，在具备列装、使
ＫｅｙｗｏｒｄｓＡｉｒｃｒａｆｔＲｏａｄｔｒａｎｓｐｏｒｔＶｉｂｒａｔｉｏｎＳｈｏｃｋＳｐｅｃｔｒｕｍｓｉｇｎａｔｕｒｅ
１引言
２飞行器实物运输试验面临的问题
在飞行器研制过程中，要通过公路、铁路等方
飞行器状态鉴定完毕并列入部队装备计划之
式运往试验基地进行靶场飞行试验，运输之前设计
性，建议可以针对已经成功完成飞行试验的飞行器
开展前期的试验摸索［１］，因其具备比较详尽的试验
数据库，且道路运输特点比较明确，从而容易确定
试验状态并利于试验数据分析比对［２］。
试验中，可以把已经定型的或正在研制的飞行
器的等比模型装进标准贮运箱，代替飞行器实物开
展运输试验。运输过程中，在贮运箱中既要测量架车
作者简介：佟向鹏（１９８２－），男，工程师，主要研究方向：飞行器质量管理。
运往基层部队投入使用。在向基层部队运输过程
中，增加了运输持续时间和新的运输状态。
在飞行器研制阶段初始技术文件中，存在振动
· ８６·
２０２０年
宇航计测技术
强度测试时未考虑运输时间加长的可能性；同时，也
存在导弹在沿新路线运输过程中，对途中产生振动负
ｍｏｄｅｌｗａｓａｌｓｏｇｉｖｅｎ．Ｂｙｅｘｐｌａｉｎｉｎｇｔｈｅｂａｓｉｃｐｒｉｎｃｉｐｌｅａｎｄｋｅｙｐｏｉｎｔｓａｎｄｕｓｉｎｇｔｈｅｔｅｓｔｄａｔａｆｕｌｌｙ，ｓｏｍｅｓｕｇｇｅｓｔｉｏｎｓｆｏｒ

飞机微动疲劳案例

飞机微动疲劳案例疲劳是循环载荷下的破坏问题，只要航空发动机某构件承受的载荷是循环变化的，就可能发生疲劳破坏。

航空发动机中最常见的两类循环载荷，一是由各种气动、机械原因诱发的振动循环载荷，再就是飞机起落循环造成的循环载荷。

疲劳也是航空发动机部件失效的主要原因之一，根据1996年Cowles B 等人对普惠公司军用发动机典型零部件失效模式的统计，在所有失效模式中，和疲劳相关的失效占到49%。

民机和军机的失效模式比例或有不同，不同阶段比例也有变化，但足以说明疲劳在航空发动机零部件失效中所占比重。

图2 航空发动机典型部件失效模式比例这里就给大家简单介绍下疲劳的基本概念、航空发动机中两类典型的疲劳问题、疲劳寿命预测的常见方法以及提高疲劳强度的常用方法。

图1 凡尔赛铁路事故（左上）、“彗星”号客机（右上）、F-15战斗机空中解体（左下）、德国高铁事故（右下）（图片源于网络）一、与航空发动机疲劳相关的基本概念疲劳是指材料、零件和构件在循环载荷作用下，在某个点或某些点逐渐产生局部的永久性的性能变化，在一定循环次数后形成裂纹，并在载荷作用下继续扩展直到完全断裂的现象。

最简单的例子就是拉不断的铁丝不断弯折就断了。

疲劳被称为机械构件的致命杀手，据统计，机械零部件的破坏很大比例是由疲劳引起的（根据不同的数据来源及统计方法，常见的比例在40%~90%）。

发生在1842年的凡尔赛铁路事故、世界第一个大型喷气客机“彗星”号的空中解体、美国F-15战斗机的空中解体、震惊世界的德国高铁事故等知名灾难均源于金属的疲劳。

航空发动机中两类常见的疲劳问题。

振动引起的高周疲劳航空发动机的叶片等零部件承受着由各种气动、机械原因诱发的振动应力，此类振动应力幅值相对较低，一般使零部件发生105以上循环的高周疲劳失效。

需要指出的是，此处的循环指的是一次振动循环而非发动机起落循环，虽然振动应力一般比较小，但是频率很高。

因此，仍然可以在短时间内造成严重的破坏。

某型飞机平尾大轴疲劳寿命估算_1

某型飞机平尾大轴疲劳寿命估算发布时间：2021-11-16T06:47:17.748Z 来源：《中国科技人才》2021年第22期作者：赵晓吉陈晓秀[导读] 目的估算平尾大轴的疲劳寿命，从而判断平尾大轴是否具有延长使用寿命的潜力。

大连长丰实业总公司大连 116038提要：目的估算平尾大轴的疲劳寿命，从而判断平尾大轴是否具有延长使用寿命的潜力。

方法分别对改进前后的平尾大轴进行建模，采用有限元静力分析，估算疲劳寿命。

此外，尝试计算平尾大轴的焊接和喷丸强化残余应力水平，并分析焊接与喷丸强化对平尾大轴疲劳寿命的影响。

结论改进后的大轴疲劳寿命要高于改进前，焊接区是最先出现疲劳损坏的地方，与关节接触区域边缘存在较为脆弱的应力集中区，具有改进延寿的潜力；大轴焊接过程中将产生残余拉应力，需要进行热处理以控制残余应力，避免对疲劳寿命产生不利影响；喷丸强化在部件表面留下均匀残余压应力层可以有效延长疲劳寿命，若压应力层不均匀会产生应力集中而更易破坏。

关键词：平尾大轴疲劳寿命有限元分析估算平尾大轴是某型飞机上连接水平尾翼（简称平尾）和机身的重要部件。

在飞机飞行过程中，平尾具有保持飞机力矩平衡和纵向稳定的作用。

因此，若飞行过程中平尾大轴出现疲劳破坏，将影响飞机的飞行稳定性，可能造成严重的飞行事故。

随着飞机整机寿命的延长和飞行强度的增大，平尾大轴寿命相对整机不足，需定期更换。

平尾大轴寿命延长可以提高装备完好率，大大降低飞机使用维护成本。

对平尾大轴进行疲劳寿命估算可以为此大轴的延寿工作提供依据。

一、大轴结构某型飞机平尾大轴改进前后示意图分别如图1和图2所示。

大轴中段套入关节轴承支撑在机身上，大轴左端与机身固定，右端与平尾固定，圆孔插入插销防止转动。

改进后的大轴结构与改进前相比，取消了凸台设计，内壁更加平滑，平均壁厚有所增大。

改进前后大轴材料分别为30XXXXXXXXX和16XXXXXXXX。

此外，改进后的大轴取消了与衬套之间的焊点。

硫酸阳极氧化对7A65航空铝合金疲劳性能的影响

硫酸阳极氧化对7A65航空铝合金疲劳性能的影响吕弛;张锰;岳珊;陈素明【期刊名称】《电镀与涂饰》【年(卷),期】2024(43)2【摘要】[目的]铝合金零件的疲劳性能是决定飞机服役寿命的关键因素。

硫酸阳极氧化是铝合金零件常用的表面处理工艺,研究其对铝合金疲劳性能的影响对指导生产极其重要。

[方法]针对新型航空铝合金7A65,采用重复退膜-阳极氧化的方式开展实验。

通过疲劳试验机对试样进行疲劳性能测试,绘制应力-疲劳寿命曲线,分析和对比重复退膜和阳极氧化不同次数后7A65铝合金的疲劳性能。

通过体视显微镜和扫描电子显微镜对典型断口形貌进行分析,并探讨了其疲劳失效机制。

[结果]7A65铝合金在重复退膜-阳极氧化处理后疲劳极限明显下降。

经过2次阳极氧化,7A65铝合金的疲劳极限下降为原疲劳极限的61.1%;继续进行退膜-阳极氧化处理,疲劳极限下降趋缓,4次阳极氧化后的疲劳极限为原疲劳极限的56.5%。

在此过程中,其疲劳断口呈现出由单一裂纹源向多裂纹源,以及从韧性断裂向脆性断裂的转变。

[结论]硫酸阳极氧化对7A65铝合金疲劳性能的影响较大,在生产中应当控制阳极氧化零件的返修次数。

【总页数】9页(P18-26)【作者】吕弛;张锰;岳珊;陈素明【作者单位】中航西安飞机工业集团股份有限公司【正文语种】中文【中图分类】TQ153.6【相关文献】1.包铝层和氧化时间对2E12铝合金硫酸阳极氧化及膜层性能的影响2.阳极化对航空铝合金疲劳性能的影响3.酒石酸-硫酸阳极氧化对7175-T7351铝合金疲劳性能的影响分析4.返修对铝合金疲劳性能及其阳极氧化膜性能的影响因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

B780CF高强钢板焊接接头的疲劳性能分析

B780CF高强钢板焊接接头的疲劳性能分析贾朋刚;程广福;高秀玲;李长虹【摘要】采用升降法在拉压载荷的作用下,对B780CF高强钢板原始态(调质态)、退火态(调质后退火)以及焊接接头退火态(调质板焊接后退火)的疲劳性能进行测试,得出应力比为-1条件下的B780CF原始态、退火态以及焊接接头退火态的疲劳极限分别为400 MPa,415 MPa和360 MPa.经历焊接热循环和消应力退火之后,B780CF焊接接头的冲击韧性急剧下降,热影响区粗晶区晶粒粗化,细晶区与母材之间的过渡区软化,并沿晶界析出托氏体;经扫描电镜的观察显示,高强钢板及其焊接接头的疲劳裂纹可萌生于疲劳试样的表面,也可萌生于疲劳试样内部的夹杂物和组织异常区域.【期刊名称】《焊接》【年(卷),期】2017(000)010【总页数】4页(P33-36)【关键词】高强钢板;疲劳极限;疲劳源区形貌【作者】贾朋刚;程广福;高秀玲;李长虹【作者单位】哈尔滨大电机研究所,哈尔滨150040;水力发电设备国家重点实验室,哈尔滨150040;哈尔滨大电机研究所,哈尔滨150040;水力发电设备国家重点实验室,哈尔滨150040;哈尔滨大电机研究所,哈尔滨150040;水力发电设备国家重点实验室,哈尔滨150040;哈尔滨大电机研究所,哈尔滨150040;水力发电设备国家重点实验室,哈尔滨150040【正文语种】中文【中图分类】TG405随着中国水电行业的发展，水电机组对钢板的强度指标追求越来越高，高强钢板焊接结构的质量对于机组安全运行的意义也越来越凸显,高强钢板及焊接接头的疲劳性能参数对高速旋转部件以及承受压力脉动的大型管类件的结构设计和强度计算显得越来越重要[1-2]。

B780CF是新开发的低碳贝氏体钢，用于水电机组的金属结构，具有强度高、韧性好的特点[3]。

部分B780CF水工金属结构在生产过程中采用退火工艺降低和消除焊后残余应力，保证焊接结构不发生变形，但是退火易造成韧性下降，并对疲劳性能造成影响。

市政道路工程无机结合料稳定材料

Ca2+
K+、Na+
☆增加强度和稳定性。 19
二、力学性能
➢1.强度作用原理a（水泥稳定材料）
➢（3）化学激发作用
➢Ca2+的化学激发作用当粘土颗粒周围介质的pH值增加到一定程度时，粘土矿物中的部分SiO2和Al2O3的活性将被激发出来，与溶液中的Ca2+进行反应，生成新的矿物，这些矿物主要是硅酸钙和铝酸钙系列，如 4CaO·5SiO2·5H2O、4CaO·Al2O3·19H2O、 3CaO·Al2O3·16H2O、CaO·Al2O3·10H2O等。
15
二、力学性能 ☆
➢1.强度作用原理a（水泥稳定材料）
➢（1）水泥水化作用
硅酸三钙 3CaO·SiO2 （C3S）
2C3S 6H2O C3S2H3 3CH
水泥成
硅酸二钙 2CaO·SiO2 （C2S）
2C2S 4H2O C3S2H3 CH
分
铝酸三钙 3CaO·Al2O3 （C3A）
Al2O3 xCaOH2 mH2O CaO Al2O3 nH2O要来源。
➢（4）氢氧化钙的结晶反应
Ca(OH)2 nH2O CaOH2 nH2O
24
二、力学性能
➢1.强度作用原理c（工业废渣稳定材料）
➢（1）常用材料：粉煤灰 ➢（2）粉煤灰的相关参数：
密度：1900～2400kg/m3（普通） 2500～2800kg/m3（高钙15％）
％； ➢细度：比表面积宜大于2500m2/g； ➢含水量：不宜超过35％。
29
2.温度和时间对强度的影响 ☆
抗压强度（MPa ）
➢二灰稳定材料
13.60 12.24 10.88 9.52 8.16 6.80 5.44 4.08 2.72 1.36 0.00

直升机设计所用GJB目录参考(材料、热处理、导线)

直升机GJB涉及目录（材料、热处理、特种检查100项）金属材料铝合金（19项）1．GJB 2507A-2008 航空航天用铝合金挤压型材规范2．GJB 2662A-2008 航空航天用铝合金厚板规范3．GJB 2053A-2008 航空航天用铝合金结构板规范4．GJB 1742-1993 舰用LF15、LF16铝合金板材规范2010-10-21 5．GJB 1745-1993 航天用LD10铝合金热挤压管材规范6．GJB 3539-1999 锻件用铝合金棒材规范7．GJB 2379-1995 航空航天用铝及铝合金拉制(轧制)管材规范2010-10-21 8．GJB 2507-1995 航空航天用铝合金挤压型材规范2010-10-21-9．GJB 6470-2008 航空航天用铝合金蒙皮板规范2010-10-21 10．GJB 6472-2008 航天用铝合金三角形锻环规范2010-10-21 11．GJB 2351-1995 航空航天用铝合金锻件规范2010-03-27 12．GJB 1694-1993 变形铝合金热处理规范2010-10-20 13．GJB 1695-1993 铸造铝合金热处理规范14．GJB 1536-1992 LC19铝合金板材规范2009-07-29 15．GJB 2054-1994 航空航天用铝合金棒材规范2010-03-12 16．GJB 1057-1990 LC9铝合金过时效锻件2010-10-20 17．GJB 1134-1991 LY19铝合金板材规范2010-10-20 18．GJB 1741-1993 铝合金预拉伸板材规范2010-10-21 19．GJB 390-1987 LF6铝合金2010-10-19结构钢（12项）1.GJB 2608A-2008 航空用结构钢厚壁无缝钢管规范2.GJB 2297A-2008 航空用高温合金冷拔(轧)无缝管规范3.GJB 3165A-2008 航空承力件用高温合金热轧和锻制棒材规范4.GJB 3019A-2008 航空防弹钢板规范5.GJB 2608-1996 航空用结构钢厚壁无缝钢管规范2010-10-216.GJB 2611-1996 航空用高温合金冷拉棒材规范2010-10-217.GJB 3165-1998 航空承力件用高温合金热轧和锻制棒材规范2010-10-218.用高纯洁度合金结构钢棒规范2010-10-219.GJB 3583-1999 航空用重要受力连接螺栓钢锻件规范10.GJB 5307-2004 航空航天用高温合金成品化学成分允许偏差11.GJB 3317A-2008 航空用高温合金热轧板规范12.GJB 1952A-2008 航空用高温合金冷轧板规范不锈钢（4项）1.GJB 2294-1995 航空用不锈钢及耐热钢棒规范2010-10-212.GJB 2296-95 航空用不锈钢无缝钢管规范3.GJB 2610-1996 航天用不锈钢极薄壁无缝管规范2010-10-214.GJB 2295A-2006 航空用不锈钢冷轧板规范1.GJB 2921-1997 超塑成形用TC4钛合金板材规范2.GJB 2218A-2008 航空用钛及钛合金棒材和锻坯规范3.GGJB 3423A-2008 航空用钛合金管材规范4.GJB 2505-1995 航空用钛及钛合金板、带材规范2010-03-275.GJB 2505A-2008 航空用钛及钛合金板材和带材规范6.GJB2218-1994 航空用钛和钛合金棒材及锻胚规范2010-10-217.GJB 2220-1994 航空发动机用钛合金饼、环坏规范8.GJB 6471-2008 航天航空用TB5钛合金板材规范2010-10-219.GJB 2744-1996 航空用钛及钛合金自由锻件和模锻件规范2010-04-2610.GJB 2896A-2007 钛及钛合金熔模精密铸件规范2010-03-1911.GJB 1538A-2008 航空结构件用钛合金棒材规范2010-03-0612.GJB 3763A-2004 钛及钛合金热处理贵金属（5项）1.GJB 2513A-2008 铍化学分析方法2.GJB 953-1990 航空航天用贵金属及其合金板、带材3.GJB 1740-1993 航空航天用银镁镍合金带(片)材规范2010-10-214.GJB 6468-2008 金锡合金钎料规范2010-10-215.GJB 6469-2008 贵金属及其合金复合钎料规范2010-10-211.GJB 5264-2003 聚乙二醇（PEG）规范2.GJB 2142.1-1995 耐热阻燃型覆铜箔环氧玻璃布层压板详细规范3.GJB 502A-1998 飞机窗用单片硅酸盐玻璃规范4.GJB 2462A-2006 航空用棉线编织橡胶软管规范5.GJB 3402-1998 碳布-酚醛－高硅氧布-酚醛复合缠绕制品规范6.GJB 2321-1995 雷达天线罩用蜂窝夹层结构纤维增强塑料通用规范7.GJB 2356-1995 飞机金属结构胶接用耐热胶粘剂规范8.GJB5258-2003 航空橡胶零件及型材用胶料规范2010-06-129.GJB 227A-1996 一般用途硅橡胶胶料规范10.GJB 1058A-2003 玻璃纤维仿形织物规范11.GJB3582-1999 雷达罩人工介质夹芯材料规范2010-05-0712.GJB 910-1990 玻璃纤维增强塑料蜂窝夹层结构通用规范涂料（10项）1.GJB 385-1987 飞机蒙皮用脂肪族聚氨酯磁漆2.GJB 386-1987 飞机蒙皮用脂肪族聚氨酯磁漆的配套底漆3.GJB385A-1996 飞机蒙皮用脂肪族聚氨酯磁漆及配套底漆规范2010-11-214.GJB 563-1988 轻质航空润滑油的腐蚀和氧化安定性测定法金属片法5.GJB 2604-1996 军用电磁屏蔽涂料通用规范2010-10-216.GJB1590-1993 h61-1航空用环氧有机硅耐热漆规范2010-10-207.GJB1591-1993 h61-32航空用各色环氧有机硅耐热磁漆规范2010-10-208.GJB 1592-1993 h61-1983航空用各色环氧有机硅耐热底漆规范9.GJB 5256-2003 直升机用绝缘漆规范2010-05-3010.GJB 6256-2008 飞机迷彩涂料规范杂类（7项）1.GJB3075-1997 军用柴油规范2010-10-212.GJB 2622a-2002 航空用微滤纸规范3.GJB4477-2002 锂离子蓄电池组通用规范2010-10-214.GJB 1719-1993 铝蜂窝夹层结构通用规范5.GJB 2837-1997 聚四氟乙烯软管组件规范2010-5-296.GJB 2142-1994 印制线路板用覆金属箔层压板总规范7.GJB 3251-1998 金属氢化物镍蓄电池组通用规范导线（11项）1.GJB 76.1-1985 航空用聚酰亚胺薄膜绝缘电线电缆一般规定2.GJB 76.2-1985 航空用聚酰亚胺薄膜绝缘电线电缆镀银铜芯PI／F46绝缘PI漆护层电线3.GJB 76.3-1985 航空用聚酰亚胺薄膜绝缘电线电缆镀银铜芯PI／F46绝缘F4生带护套电线4.GJB 76.4-1985 航空用聚酰亚胺薄膜绝缘电线电缆铝芯PI／F46薄膜绝缘F4生带护套电线5.GJB 76.5-1985 航空用聚酰亚胺薄膜绝缘电线电缆镀银铜合金导体PI／F46绝缘FI漆护...6.GJB 773A-8A-2000 航空航天用镀银铜芯聚全氟乙丙烯绝缘电线电缆详细规范7.GJB 773A-9A-2000 航空航天用镀银铜合金芯聚全氟乙丙烯绝缘电线电缆详细规范8.GJB 773A-9A-2000 航空航天用镀银铜合金芯聚全氟乙丙烯绝缘电线电缆详细规范9.GJB774-1989 舰船用电缆和软线通用规范2010-11-2210.GJB 773A.12A-2000 航空航天用镀锡铜芯聚全氟乙丙烯聚偏氟乙烯组合绝缘电线电缆详...11.GJB773A-11A-2000 航空航天用镀锡铜芯聚全氟乙丙烯绝缘电线电缆详细规范2010.06.12试验方法（8项）1.GJB2033-1994 航空有机玻璃拉伸疲劳试验方法2009-07-182.GJB 2038-1994 雷达吸波材料反射率测试方法3.GJB 2028A-2007 磁粉检测4.GJB 503-1988 飞机夹层玻璃通用试验方法5.GJB 586-1988 纤维增强塑料层板拉伸型层间断裂韧性试验方法2010-10-206.GJB 92.1-1986 热空气老化法测定硫化橡胶储存性能导则第一部分试验规程7.GJB 92.2-1986 热空气老化法测定硫化橡胶储存性能导则第二部分统计方法8.GJB1585a-2004 聚氨酯硬质泡沫塑料力学性能试验方法2010-10-209.GJB 509B-2008 热处理工艺质量控制2009-05-28。