检索结果-南通市图书馆

航空学报 1996年第6期17卷 682-687页

作者：吴存利杨金耀胡丙相飞机结构强度所陕西西安

针对工程中试验位移和有限元计算位移不吻合的问题，提出了以试验位移为目标的多元统计分析和优化技术相结合对有限元模型参数修改的方法。首先利用统计分析相关度的概念提取影响测点响应的主要模型参数，然后应用优化技术对这些参数进... 详细信息

针对工程中试验位移和有限元计算位移不吻合的问题，提出了以试验位移为目标的多元统计分析和优化技术相结合对有限元模型参数修改的方法。首先利用统计分析相关度的概念提取影响测点响应的主要模型参数，然后应用优化技术对这些参数进行修正。

关键词：工程结构回归分析假设检验优化技术结构优化

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当量名义应力和变幅载荷下结构DFR的确定

航空学报 1991年第2期12卷 B120-B122页

作者：楚康鸿薛景川西北工业大学飞机结构强度研究所

1.当量名义应力及K_f和DFR之间的关系当量名义应力定义为:在变幅载荷作用下结构危险部位的局部应力-应变水平对应的相同寿命的常幅名义应力水平。当量名义应力水平的确定方法详见文献。计算当量名义应力时必须用到结构的疲劳强度减缩系... 详细信息

1.当量名义应力及K_f和DFR之间的关系当量名义应力定义为:在变幅载荷作用下结构危险部位的局部应力-应变水平对应的相同寿命的常幅名义应力水平。当量名义应力水平的确定方法详见文献。计算当量名义应力时必须用到结构的疲劳强度减缩系数K_f。

关键词：当量名义应力结构DFR 变幅载荷

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建模错误诊断和模型修正的一种有效方法

机械强度 1993年第2期15卷 7-12页

作者：荣见华李军杰飞机结构强度研究所

基于子矩阵型模型修正思想,采用缩聚模型的模式,推导出一套质量、刚度矩阵建模错误诊断和模型修正公式,并提出了一种简单、有效的算法。该方法的优点是避免了测量模态的插值以及所引入的误差;其次,它既可告知建模错误发生的区域,又可以... 详细信息

基于子矩阵型模型修正思想,采用缩聚模型的模式,推导出一套质量、刚度矩阵建模错误诊断和模型修正公式,并提出了一种简单、有效的算法。该方法的优点是避免了测量模态的插值以及所引入的误差;其次,它既可告知建模错误发生的区域,又可以获得一个与试验结果相一致的修正模型;其三不要求计算有限元模型的特征对。文中考例表明,建模错误区诊断明确,且所得修正模型与实验结果达到良好一致。

关键词：结构模型模型修正误差诊断

LY12CZ元件的静力和疲劳特性统计分布特征

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航空学报 1989年第12期10卷 B623-B630页

作者：薛景川焦坤芳邱瑾飞机结构强度研究所

本文简单地介绍了可靠性数据处理时常用的正态分布和威布尔分布以及考虑结构疲劳危险细节数影响的构件额定值系数R_0。通过100多个试件的静力和疲劳试验,分析计算出铝合金LY_(12)CZ的静力和疲劳寿命统计参量值,验证了R_0系数计算方法的... 详细信息

本文简单地介绍了可靠性数据处理时常用的正态分布和威布尔分布以及考虑结构疲劳危险细节数影响的构件额定值系数R_0。通过100多个试件的静力和疲劳试验,分析计算出铝合金LY_(12)CZ的静力和疲劳寿命统计参量值,验证了R_0系数计算方法的正确性,同时给出了标准差随试件数变化的规律。其结果可供飞机结构耐久性和损伤容限设计及可靠性设计时参考使用。

关键词：疲劳寿命威布尔分布元件

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含裂纹板的复合材料胶贴修补分析

航空学报 1991年第2期12卷 B061-B067页

作者：蒋金龙赵名泮飞机结构强度研究所

对以纤维增强复合材料为补钉的含裂纹金属板的胶贴修补采用8结点等参元计算了胶贴修补后裂纹前缘应力强度因子及胶层剪应力分布等,并就补钉位置、刚度比及胶层厚度等因素对止裂效果的影响作了分析研究。通过修补前后裂纹扩展速率对比试... 详细信息

对以纤维增强复合材料为补钉的含裂纹金属板的胶贴修补采用8结点等参元计算了胶贴修补后裂纹前缘应力强度因子及胶层剪应力分布等,并就补钉位置、刚度比及胶层厚度等因素对止裂效果的影响作了分析研究。通过修补前后裂纹扩展速率对比试验,验证了本文计算方法的正确性。方法及结论为实际结构的复合材料胶贴修补提供了理论依据。

关键词：裂纹板胶补钉复合材料

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从飞机地面振动试验中识别悬臂舱模态

航空学报 1990年第11期11卷 A630-A636页

作者：王凤山飞机结构强度研究所

1.引言带有发动机吊舱的机翼颤振临界参数是悬臂在柔性支柱上短舱质量的固有振动模态。以前的做法是认真地设计和分析,以确保满足颤振分析对支柱特殊频率的要求,然后,做悬臂情况下,发动机短舱的振动试验来论证从分析得到的这些参数是... 详细信息

1.引言带有发动机吊舱的机翼颤振临界参数是悬臂在柔性支柱上短舱质量的固有振动模态。以前的做法是认真地设计和分析,以确保满足颤振分析对支柱特殊频率的要求,然后,做悬臂情况下,发动机短舱的振动试验来论证从分析得到的这些参数是否正确。目前,已经研究出一种分析方法,从修改飞机分析结果去匹配飞机的地面振动试验结果入手来识别这些短舱模态。并已经成功地应用该方法来代替单独的舱/支柱的地面振动试验。

关键词：飞机振动试验模态试验悬臂舱

阻尼结构动态优化中的一种动响应高阶修改方法

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机械强度 1993年第3期15卷 1-6页

作者：荣见华姚起杭飞机结构强度研究所

将简谐激励下的阻尼结构运动方程进行傅里叶变换,通过频域响应的模和阻尼结构动响应幅值的关系,并基于文献[1],提出了阻尼结构动响应幅值高阶修改公式,其工作量完全同于一阶导数修改。算例表明,文中推证的公式是正确和有效的。本方法为... 详细信息

将简谐激励下的阻尼结构运动方程进行傅里叶变换,通过频域响应的模和阻尼结构动响应幅值的关系,并基于文献[1],提出了阻尼结构动响应幅值高阶修改公式,其工作量完全同于一阶导数修改。算例表明,文中推证的公式是正确和有效的。本方法为结构动态优化的实现提供了基础。

关键词：结构动态优化设计

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变幅载荷下挤压强化增益的可靠性分析

固体力学学报 1992年第1期13卷 74-79页

作者：蒋金龙赵名泮飞机结构强度研究所

1.引言航空结构设计的根本目的在于保证结构的可靠性,或者在保证可靠性的前提下使结构更优化.目前在我国的航空工业中,考虑概率因素为基础的结构设计问题已引起了广泛的兴趣.由于疲劳的统计性质,对于承受疲劳载荷的结构,失效概率的研究... 详细信息

1.引言航空结构设计的根本目的在于保证结构的可靠性,或者在保证可靠性的前提下使结构更优化.目前在我国的航空工业中,考虑概率因素为基础的结构设计问题已引起了广泛的兴趣.由于疲劳的统计性质,对于承受疲劳载荷的结构,失效概率的研究是不可缺少的.对于一个结构疲劳可靠性的估价取决于它的设计需要,如果一个结构需要安全地使用一段规定的期限而不检修,那么它必须在整个使用期间保持容许的低的失效概率.本文利用条件概率(即事件A 发生的条件下,事件B 发生的概率.)的概念,导出了一个变幅程序块谱作用下构件疲劳寿命的可靠性分析方法,完善了Miner 法则应用的局限性及不足,使得疲劳试验及分析的结果更具说服力.2.累积损伤计算的Miner

关键词：可靠度变幅载荷挤压强化

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弹塑性条件下工程小裂纹疲劳扩展试验研究

航空学报 1991年第2期12卷 B016-B021页

作者：郑旻仲聂学州刘晓光飞机结构强度研究所

本文对在弹塑性条件下工程小裂纹的疲劳扩展规律进行了分析研究。给出了用△J积分作为在弹塑性条件下疲劳裂纹扩展主要控制参数的表达式。对工程小裂纹在缺口循环塑性区中的扩展规律提出了用修正的△J_(eff)积分描述和分析的表达方法,... 详细信息

本文对在弹塑性条件下工程小裂纹的疲劳扩展规律进行了分析研究。给出了用△J积分作为在弹塑性条件下疲劳裂纹扩展主要控制参数的表达式。对工程小裂纹在缺口循环塑性区中的扩展规律提出了用修正的△J_(eff)积分描述和分析的表达方法,并与试验结果进行了比较。

关键词：工程小裂纹弹塑性疲劳试验

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基于概率疲劳的结构耐久性分析方法研究

航空学报 1995年第2期16卷 212-217页

作者：董登科薛景川杨玉恭飞机结构强度研究所

从概率疲劳和概率断裂力学角度出发，以结构细节疲劳特征强度为基础表示结构的疲劳特性，给出了结构细节疲劳特征强度随裂纹长度变化的数学表达式，对整个ＳＮ曲线的特征作了更深入的探讨。

关键词：概率耐久性疲劳飞机结构