航空用高速滚动轴承失效分析

作者： 谢荣华   罗贵火   来源： 第八届全国转子动力学学术讨论会 年份： 2016 文献类型 ： 会议论文 关键词： 失效分析   滚动轴承  

描述： 从滚动轴承失效形式出发,列举航空用高速滚动轴承的失效形式,并给出实例,进行分析、找出失效原因,提出今后设计、制造注意的问题。

飞机机身蒙皮均布增压疲劳裂纹萌生实验与仿真研究

作者： 刘礼平   张放   钟晓琨   鲍蕊   徐建新   秦文超   来源： 机械强度 年份： 2021 文献类型 ： 期刊 关键词： 均布增压   机身蒙皮   萌生   疲劳裂纹  

描述： 用自制飞机机身蒙皮均布增压疲劳模拟装置做实验,研究了机身结构蒙皮在均布增压循环载荷0 Psi～7.8Psi作用下的疲劳裂纹萌生情况。并通过有限元仿真分析,研究了机身结构蒙皮疲劳裂纹萌生位置以及疲劳裂纹萌生的先后顺序。研究表明,结构蒙皮在均布增压疲劳载荷作用下,拉钉孔左、右侧会发生疲劳裂纹萌生,疲劳裂纹萌生顺序主要与拉钉孔左、右侧的最大von Mises应力值大小有关,同时受结构蒙皮连接紧度的影响。

飞机机身蒙皮均布增压疲劳裂纹萌生实验与仿真研究

作者： 刘礼平   张放   钟晓琨   鲍蕊   徐建新   秦文超   来源： 机械强度 年份： 2021 文献类型 ： 期刊 关键词： 均布增压   机身蒙皮   萌生   疲劳裂纹  

描述： 用自制飞机机身蒙皮均布增压疲劳模拟装置做实验,研究了机身结构蒙皮在均布增压循环载荷0 Psi～7.8Psi作用下的疲劳裂纹萌生情况。并通过有限元仿真分析,研究了机身结构蒙皮疲劳裂纹萌生位置以及疲劳裂纹萌生的先后顺序。研究表明,结构蒙皮在均布增压疲劳载荷作用下,拉钉孔左、右侧会发生疲劳裂纹萌生,疲劳裂纹萌生顺序主要与拉钉孔左、右侧的最大von Mises应力值大小有关,同时受结构蒙皮连接紧度的影响。

飞机结构外R区的在役原位检测方法

作者： 黄华斌   徐矛   彭智伟   来源： 无损检测 年份： 2019 文献类型 ： 期刊 关键词： 原位检测   涡流检验   疲劳裂纹  

描述： 针对某飞机结构外R(半径)区的损伤特征,在分析常规无损检测方法的优势和局限性的基础上,选择了涡流检测法对R区进行在役原位检测,并对该检测方法的检出能力及可靠性进行了研究和试验验证,最后制定了可靠的检测工艺,为飞机结构疲劳裂纹的无损检测工作提供了参考。

航空发动机飞附吊挂机匣裂纹的产生原因

作者： 魏雪莱   郑海亮   张成凯   王继业   来源： 理化检验-物理分册 年份： 2023 文献类型 ： 期刊 关键词： 航空发动机   飞附吊挂机匣   疲劳裂纹   有限元模拟分析  

描述： 某型航空发动机飞附吊挂机匣的转角出现裂纹。采用宏观观察、断口分析、应力分析和有限元模拟分析等方法，对该飞附吊挂机匣裂纹产生的原因进行了分析。结果表明：该裂纹为起始应力较大的疲劳裂纹；飞附吊挂机匣与风扇机匣装配时，将定位销敲击进入销钉孔的过程会导致飞附吊挂机匣发生局部变形，从而在裂纹部位形成较大的初始应力，在振动的工作环境下，飞附吊挂机匣产生裂纹并扩展。保证风扇机匣与飞附吊挂机匣的安装边装配尺寸为间隙配合、在装配定位销前使用工艺螺钉先固定飞附吊挂机匣可以避免该类问题的发生。

航空发动机风扇转子叶片裂纹分析

作者： 卜嘉利   来源： 第八届中国航空学会青年科技论坛 年份： 2018 文献类型 ： 会议论文 关键词： 有限元分析   风扇转子叶片   疲劳裂纹  

描述： 航空发动机风扇转子叶片裂纹分析

民用飞机燃油对液压系统温度的影响

作者： 李晶   张净直   洪辉   来源： 流体传动与控制 年份： 2017 文献类型 ： 期刊 关键词： 燃油   民用飞机   热交换   液压系统   液压管道  

描述： 为分析民用飞机燃油箱内热交换过程,搭建了基于AMESim的液压管道与燃油热交换仿真模型。仿真结果显示了飞机液压管道在燃油箱内的热交换对液压系统温度的影响效果。液压系统通过管道向燃油的散热效果明显,可以将系统温度维持在液压油工作性能良好的温度区间内。

宽速域飞机燃油箱热安全技术研究

作者： 宁永前   来源： 中国科学技术大学 年份： 2021 文献类型 ： 学位论文 关键词： 燃油   可燃性   宽速域飞机   可燃极限   热安全性  

描述： 宽速域飞机燃油箱热安全技术研究

拆除铆钉法在飞机结构修理中的应用与探讨

作者： 翟新康   来源： 机械设计与制造 年份： 2017 文献类型 ： 期刊 关键词： 铆钉孔   断裂韧性   翼梁   结构修理   疲劳裂纹  

描述： 介绍了飞机翼梁损伤试验,针对试验中蒙皮孔边早期出现疑似可检裂纹可能导致试验无法正常进行的情况,提出了拆除裂纹孔边铆钉的方法达到延缓裂纹扩展的目的。通过有限元分析软件,建立含裂纹结构应力强度计算模型,研究了拆除铆钉法在飞机整体翼梁损伤容限试验中的具体应用,通过静强度理论及断裂力学理论分析,对蒙皮孔边铆钉孔的受力状态、临界裂纹长度、疲劳寿命进行计算,指出拆除铆钉法本质是通过疲劳危险部位的逐渐转移来延长结构的疲劳寿命。给出的理论分析方法,可供飞机结构设计及修理参考。

某型飞机作动筒壳体裂纹故障分析

作者： 祖挥程   房顶   来源： 西安航空学院学报 年份： 2020 文献类型 ： 期刊 关键词： 作动筒   有限元分析   塑性变形   金相组织分析   疲劳裂纹  

描述： 针对某型飞机作动筒在使用过程中壳体出现裂纹现象,使用工业CT扫描、实物分解检查、金相组织分析等观察裂纹形貌,并利用断口失效分析、壳体有限元分析、现场检查取证等方法对裂纹产生原因进行分析。结果表明:退刀槽的R角小于图纸要求,但有限元仿真结果显示,退刀槽的开裂R角位置未发生塑性变形,活塞杆和壳体磨损痕迹也在正常工作范围内,壳体的组织、硬度、材质正常,壁厚也符合技术要求,因此推断该壳体裂纹应为加工刀痕、疲劳应力和退刀槽的R值较小等多因素导致的疲劳裂纹,为偶发性故障,为降低壳体发生裂纹的概率,可采取对壳体退刀槽部位抛光、振动光饰等措施。研究结果为预防及降低裂纹故障发生率提供一定方法。