紧固件边距尺寸对结构件疲劳品质的影响 被引量：1

1

作者 杜洪增 田秀云 梁春光 《航空制造技术》 2005年第1期78-79,83,共3页

通过理论分析、计算和试验,研究了紧固 件边距尺寸对结构件疲劳品质的影响。

关键词 有限元法 应力集中 疲劳寿命 紧固件 力学模型 航空器

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关于铆钉对止裂孔填充作用的研究 被引量：5

2

作者 杜洪增 田秀云 刘海涛 《中国民航学院学报》 2005年第2期1-3,共3页

通过试件的疲劳寿命试验与计算,研究了空止裂孔与铆钉填充止裂孔对构件裂纹的止裂作用。试件疲劳寿命试验结果表明,疲劳裂纹尖端止裂孔铆上铆钉后的试件疲劳寿命是空止裂孔试件疲劳寿命的2.9～7.8倍。同时,通过对试验和计算结果的对比分... 通过试件的疲劳寿命试验与计算,研究了空止裂孔与铆钉填充止裂孔对构件裂纹的止裂作用。试件疲劳寿命试验结果表明,疲劳裂纹尖端止裂孔铆上铆钉后的试件疲劳寿命是空止裂孔试件疲劳寿命的2.9～7.8倍。同时,通过对试验和计算结果的对比分析,确定用于计算带止裂孔构件疲劳寿命的铆钉填充作用系数为0.87。 展开更多

关键词 应力集中 疲劳寿命计算 疲劳寿命试验

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新时效制度处理的2024铝合金耐腐性能实验研究 被引量：3

3

作者 杜洪增 徐建新 刘奇才 《中国民航学院学报》 1999年第6期1-4,共4页

通过对新时效制度（通过导电率和硬度实验初步确定的）和自然时效制度下的2024铝合金晶间腐蚀实验研究和对比分析，验证了新时效制度的2024铝合金耐腐性能已达到自然时效时的耐腐性能。

关键词 自然时效 晶间腐蚀 耐腐性能 2024铝合金

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飞机结构修理部位的可检性与耐久性 被引量：4

4

作者 杜洪增 田秀云 《中国民航学院学报》 1997年第6期1-8,共8页

论述了飞机结构损伤部位修理后的可检查性以及如何确定损伤结构修理后的首次检查期和检查周期；同时，也论述了改善修理部位耐久性的常用方法。

关键词 可检查性 检查周期 耐久性 飞机结构 飞机修理

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压电热弹性体开口壳的响应分析

5

作者 杜洪增 贾立斌 +1 位作者 刘艳红 卿光辉 《中国民航大学学报》 CAS 2007年第3期24-29,共6页

根据广义的Hamilton变分原理推导出了压电热弹性体非齐次的Hamilton正则方程。结合压电热弹性体平衡方程和热平衡方程,成功地导出了压电热弹性体机、电、热耦合问题的齐次状态方程。将非齐次方程转化为齐次方程不仅使问题变得大为简化,... 根据广义的Hamilton变分原理推导出了压电热弹性体非齐次的Hamilton正则方程。结合压电热弹性体平衡方程和热平衡方程,成功地导出了压电热弹性体机、电、热耦合问题的齐次状态方程。将非齐次方程转化为齐次方程不仅使问题变得大为简化,同时也减少了数值计算的工作量。数值实例研究了温度载荷和力载荷作用下压电热弹性材料四边简支层合开口壳的响应问题。 展开更多

关键词 压电热弹性材料 HAMILTON正则方程 齐次方程 开口壳

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B737-300型飞机后机身两侧蒙皮疲劳裂纹损伤分析 被引量：1

6

作者 杜洪增 刘文成 《中国民航学院学报》 2006年第1期7-9,共3页

介绍了B737-300型飞机后机身两侧蒙皮的疲劳裂纹损伤情况,研究分析了该部位产生疲劳裂纹的原因,给出了疲劳裂纹的检查方法。

关键词 塑性剪切失稳 疲劳裂纹 损伤检查

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安-24飞机延寿疲劳试验中裂纹临界长度和扩展寿命的计算 被引量：1

7

作者 杜洪增 《中国民航学院学报》 1992年第2期1-9,共9页

在飞机结构疲劳试验中,正确地给出裂纹的临界长度和扩展寿命是圆满完成疲劳试验,并保证损伤后的飞机能够通过剩余强度试验的关键环节。本文采用能量释放率法计算了安-24飞机延寿疲劳试验中主要裂纹的应力强度因子.并确定了临界长度和扩... 在飞机结构疲劳试验中,正确地给出裂纹的临界长度和扩展寿命是圆满完成疲劳试验,并保证损伤后的飞机能够通过剩余强度试验的关键环节。本文采用能量释放率法计算了安-24飞机延寿疲劳试验中主要裂纹的应力强度因子.并确定了临界长度和扩展寿命。这为适时结束安-24飞机疲劳试验,进行l审j余强度试验提供了理论分析依据,这里所给出的确定裂纹临界长度和扩展寿命的分析方法,对飞机结构疲劳试验和剩余强度试验有较高的参考价值;同时,这种分析方法对服役飞机出现裂纹后正确确定检测周期也具有一定参考价值。 展开更多

关键词 疲劳试验 剩余强度试验 裂纹扩展

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含裂纹铆接加筋板应力强度因子的计算

8

作者 杜洪增 田秀云 《中国民航学院学报》 1992年第1期1-8,共8页

本文提出了选择复连通域边界(多环路)计算J积分的一种新方法,成功地解决了单连通域内有铆接点时计算J积分的问题。文中还提出了一种“虚设铆钉法”,采用这种方法,可利用同一网格有限元模型计算不同裂纹长度下裂纹尖端的应力强度因子,这... 本文提出了选择复连通域边界(多环路)计算J积分的一种新方法,成功地解决了单连通域内有铆接点时计算J积分的问题。文中还提出了一种“虚设铆钉法”,采用这种方法,可利用同一网格有限元模型计算不同裂纹长度下裂纹尖端的应力强度因子,这大大简化了模型准备工作并减少了计算结构总刚度矩阵的工作量。本文采用刚度导数法、J积分法及能量释放率法,计算了含裂纹铆接加筋板的应力强度因子,通过计算结果对比,对各种方法作了粗浅的评价。 展开更多

关键词 应力强度因子 铆接 加筋板 J积分

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刚度导数法在含裂纹铆接加筋板应力强度因子计算中的应用

9

作者 杜洪增 田秀云 《中国民航学院学报》 1991年第4期11-17,共7页

本文探讨了刚度导数法用于含裂纹铆接加筋板应力强度因子计算的问题。提出了选取对刚度导数矩阵有贡献元素的一种新方法,成功地解决了裂尖位于筋条轴线附近时,采用刚度导数法计算应力强度因子的困难。算例结果表明,本文提出的方法是正... 本文探讨了刚度导数法用于含裂纹铆接加筋板应力强度因子计算的问题。提出了选取对刚度导数矩阵有贡献元素的一种新方法,成功地解决了裂尖位于筋条轴线附近时,采用刚度导数法计算应力强度因子的困难。算例结果表明,本文提出的方法是正确有效的。文中还阐述了刚度方程降阶的方法,这种方法对于应用小容量计算机求解较大的结构分析问题,有一定的参考价值。 展开更多

关键词 刚度导数法 加筋板 应力强度因子

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复合材料飞机结构材料和设计许用值的确定方法 被引量：9

10

作者 冯振宇 邹田春 +2 位作者 郝鹏 杜洪增 田秀云 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2011年第5期15-17,39,共4页

分析国内外复合材料飞机结构材料许用值、设计许用值的确定原则和方法,研究给出了复合材料结构材料许用值的表征和应用、试验以及试验数据的统计分析方法,以及静强度、疲劳强度、损伤容限和修理设计许用值的确定方法。

关键词 飞机结构 复合材料 材料许用值 设计许用值

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2024铝合金的一种新时效制度 被引量：8

11

作者 田秀云 杜洪增 +1 位作者 王毅 冯冬云 《材料科学与工艺》 EI CAS CSCD 2000年第3期6-11,共6页

通过对 2 0 2 4铝合金在不同时效制度下硬度和导电率的测试及统计分析 ,提出了用于替代室温下自然时效的一种新时效制度 .对两种时效制度下的 2 0 2 4铝合金进行了拉伸、疲劳、腐蚀、疲劳裂纹扩展速率和扩展寿命的对比试验及统计分析 ,... 通过对 2 0 2 4铝合金在不同时效制度下硬度和导电率的测试及统计分析 ,提出了用于替代室温下自然时效的一种新时效制度 .对两种时效制度下的 2 0 2 4铝合金进行了拉伸、疲劳、腐蚀、疲劳裂纹扩展速率和扩展寿命的对比试验及统计分析 ,证明两种时效下的材料机械性能无显著差异 ,新时效制度的 2 0 2 4铝合金完全满足适航要求 .这种新时效制度可大大缩短飞机结构停场修理时间 ,给飞机维修公司和航空公司带来较高的经济效益 . 展开更多

关键词 时效制度 导电率 硬度 2024铝合金

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止裂孔尺寸对止裂效果影响的研究 被引量：15

12

作者 何云树 陈立军 杜洪增 《中国民航学院学报》 2004年第3期29-31,共3页

当航空器结构在航线使用过程中出现疲劳裂纹损伤时,通常在裂纹尖端打止裂孔进行临时性修理。通过理论分析和计算及试验分析,研究了止裂孔尺寸对止裂效果的影响。结果表明,当航空器结构出现疲劳裂纹损伤时,采用5.57～7.14mm直径的止裂孔... 当航空器结构在航线使用过程中出现疲劳裂纹损伤时,通常在裂纹尖端打止裂孔进行临时性修理。通过理论分析和计算及试验分析,研究了止裂孔尺寸对止裂效果的影响。结果表明,当航空器结构出现疲劳裂纹损伤时,采用5.57～7.14mm直径的止裂孔进行止裂修理,止裂效果较好;当止裂孔直径为6.35mm时,止裂效果最好。 展开更多

关键词 应力集中 有限元素法 局部应力应变法 疲劳寿命

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老龄飞机广布疲劳问题的研究进展 被引量：8

13

作者 冯振宇 李凯 杜洪增 《中国民航学院学报》 2004年第5期1-4,共4页

广布疲劳损伤(WFD)是老龄飞机结构中存在的一种损伤,直接影响到飞机的安全性和可靠性。它的特征是飞机的多个部位存在疲劳裂纹损伤或构件上同时存在多个疲劳裂纹损伤。这些裂纹一旦发生聚合和连通,结构剩余强度就会急剧降低,从而发生灾... 广布疲劳损伤(WFD)是老龄飞机结构中存在的一种损伤,直接影响到飞机的安全性和可靠性。它的特征是飞机的多个部位存在疲劳裂纹损伤或构件上同时存在多个疲劳裂纹损伤。这些裂纹一旦发生聚合和连通,结构剩余强度就会急剧降低,从而发生灾难性的事故。由于WFD的复杂性,很难采用传统的单裂纹线弹性断裂力学理论进行分析和研究。在WFD的建模、应力强度因子的求解、疲劳寿命的评估等方面,介绍了老龄飞机广布疲劳损伤的研究现状和基本方法,并提出了一些当前需要解决的问题。 展开更多

关键词 广布疲劳损伤 多部位损伤 超元 裂纹扩展 剩余强度

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老龄飞机腐蚀问题研究 被引量：11

14

作者 刘世兴 杜洪增 白杰 《中国民航学院学报》 2004年第B06期93-95,共3页

针对飞机进入老龄期后,飞机结构腐蚀进一步加剧,严重影响飞机的日常营运,增加了飞机的维护费用等问题。结合A320机队中飞机结构易发生腐蚀的区域,有针对性地提出一些有效措施,以防范和处理老龄飞机重点部位的腐蚀问题。

关键词 腐蚀 老龄飞机 CPCP 结构腐蚀

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老龄飞机结构广布疲劳损伤研究的关键问题 被引量：7

15

作者 冯振宇 杜洪增 田秀云 《中国民航学院学报》 2004年第B06期83-86,共4页

老龄飞机的广布疲劳损伤问题已经成为学术界和工业界关注的问题之一。从飞机机身蒙皮连接的细节应力分析、裂纹形成、裂纹扩展、剩余强度等几个方面对广布疲劳损伤进行了研究,并对当前需要研究的问题进行了分析。

关键词 老龄飞机 广布疲劳损伤 多处损伤 可靠性

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MD-82型飞机蒙皮的丝状腐蚀与防腐改进措施 被引量：6

16

作者 田秀云 杜洪增 吴志巨 《民用飞机设计与研究》 2004年第2期46-49,共4页

目前,我国民航使用的Boeing737-300型飞机,Boeing757-200型飞机以及MD-82型飞机和MD-90型飞机都接近或进入老龄期,机身蒙皮出现不同程度的丝状腐蚀.这不但增加了飞机的防腐维修费用,并且,丝状腐蚀可能会导致点腐蚀和晶间腐蚀,甚至会危... 目前,我国民航使用的Boeing737-300型飞机,Boeing757-200型飞机以及MD-82型飞机和MD-90型飞机都接近或进入老龄期,机身蒙皮出现不同程度的丝状腐蚀.这不但增加了飞机的防腐维修费用,并且,丝状腐蚀可能会导致点腐蚀和晶间腐蚀,甚至会危及飞机的飞行安全.因此,研究机身蒙皮产生丝状腐蚀的原因和腐蚀机理,并提出相应防腐改进措施,具有非常重要的现实意义. 展开更多

关键词 MD-82型飞机 蒙皮 丝状腐蚀 防护措施

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构件打磨深度对疲劳寿命的影响 被引量：2

17

作者 田秀云 杜洪增 邢晓莹 《中国民航学院学报》 2004年第6期26-29,共4页

按照飞机结构修理手册的规定,腐蚀损伤的允许打磨深度不超过构件厚度的10%。疲劳寿命计算和试验结果表明,从疲劳强度角度考虑,如果损伤部位修理不能利用原紧固件孔安装紧固件,并且又只能采用非对称铆接修理,则打磨深度在总厚度的10%～20... 按照飞机结构修理手册的规定,腐蚀损伤的允许打磨深度不超过构件厚度的10%。疲劳寿命计算和试验结果表明,从疲劳强度角度考虑,如果损伤部位修理不能利用原紧固件孔安装紧固件,并且又只能采用非对称铆接修理,则打磨深度在总厚度的10%～20%时,较合理的修理仍是通过打磨清除腐蚀,然后恢复涂层。 展开更多

关键词 腐蚀损伤 结构修理 疲劳寿命 打磨

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MD-82型飞机的腐蚀损伤及影响因素分析 被引量：2

18

作者 刘世兴 杜洪增 白杰 《中国民航学院学报》 2005年第6期30-32,52,共4页

统计了原中国北方航空公司7架MD-82型飞机的腐蚀损伤情况。就相对湿度、空气中含盐量、工业大气和空运海鲜产品4个因素,分析了各因素对MD-82型飞机腐蚀损伤的影响。

关键词 腐蚀 老龄飞机 环境因素

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薄壁杆件连接部位疲劳寿命计算与试验研究 被引量：1

19

作者 钱若力 陈秋生 杜洪增 《中国民航学院学报》 2004年第2期10-12,20,共4页

通过铆接结构组合件的疲劳寿命计算和试验,研究了两薄壁杆件连接部位沿杆件纵向紧固件个数对结构疲劳寿命的影响。研究结果表明:当进行薄壁杆件的连接强度设计时,在满足静强度连接要求下,沿杆件纵向每行设计4～6个紧固件,可使连接部位... 通过铆接结构组合件的疲劳寿命计算和试验,研究了两薄壁杆件连接部位沿杆件纵向紧固件个数对结构疲劳寿命的影响。研究结果表明:当进行薄壁杆件的连接强度设计时,在满足静强度连接要求下,沿杆件纵向每行设计4～6个紧固件,可使连接部位具有较好的疲劳品质。 展开更多

关键词 铆接结构 有限元素法 应力集中 疲劳寿命

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交错排列铆接结构的疲劳寿命计算与实验 被引量：1

20

作者 何云树 杜洪增 《中国民航学院学报》 2003年第4期52-54,共3页

通过理论计算与实验,研究了薄壁杆件交错排列铆接连接部位的疲劳品质。该项研究成果对航空器结构设计工程师和修理工程师均具有较高参考价值。

关键词 铆接结构 应力集中 疲劳寿命 交错排列铆钉

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