基于飞行试验的直升机传动系统疲劳损伤及安全寿命评估

直升机传动系统采用安全设计准则进行疲劳设计,其疲劳损伤及安全寿命评估对直升机飞行试验尤为重要。通过对四参数S-N曲线方程及平均S-N曲线缩减至安全S-N曲线的方法和流程及等寿命曲线对平均载荷修正等内容阐述,以传动系统中的旋翼轴和尾减机匣为例,通过Miner线性损伤累计理论及飞行实测载荷谱;计算给出其每百小时损伤和安全寿命评估结果。     

直升机金属结构的全范围安全S-N曲线确定方法

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.     

直8型机动部件疲劳定寿

直8型机动部部件结构形式特殊,关键部位众多,主要承受高频率、低幅值的高周振动疲劳载荷,属高周疲劳结构,是直升机疲劳定寿的主体,与定翼机的疲劳定寿有很大差别。本文全面叙述直8型机动部件定寿中采用的所有工程技术关键,重点介绍了全尺寸结构的S-N曲线确定方法和实测载荷谱的编制技术。     

用剩余疲劳损伤强度理论给直升机传动系统定寿的方法

根据直升机传动系统定寿工作的特点,提出了应用剩余疲劳损伤强度理论确定在未知载荷谱下工作的直升机传动系统零部件的可靠疲劳寿命的方法。     

直升机传动系统疲劳定寿技术

通过对直升机传动系统关重件疲劳设计中各个工作项目的研究,论述了传动系统关重件疲劳设计方法,提出了一种传动系统齿轮疲劳评定的工作流程;通过对传动系统翻修间隔期(TBO)和外场放飞寿命的分析,提出了一种用于直升机传动系统全寿命期内的疲劳定寿技术,同时列出了定寿的基本内容和工作流程,对直升机传动系统的研制、使用、维护和定寿均有一定的理论指导和工程实践意义.      

确定高周应力疲劳S-N曲线的方法研究

基于三参数幂函数法处理高周疲劳S-N曲线,提出了一种在短寿命区采用低周疲劳试验数据、长寿命区采用高周疲劳试验数据联合确定材料高周疲劳S-N曲线的方法.联合处理方法的应用在有效利用低周疲劳数据、节约试验经费和缩短试验周期的同时,获得了理想的S-N曲线.用FGH95合金500℃单晶合金DD3[001]取向850℃的高、低周疲劳数据对该方法进行了验证,结果表明:联合处理方法不仅在长寿命区与单纯用高周疲劳数据处理得到的S-N曲线吻合很好,而且将S-N曲线延伸到中、低寿命区,有效地保证了S-N曲线的完整,联合处理方法可以用来确定材料的高周S-N曲线.     

直升机传动系统疲劳强度分析与对比

为了合理地评价不同的疲劳设计方法和更好地应用于直升机的传动系统设计,从S-N曲线、减缩系数和疲劳累积损伤理论三个方面对比了传动系统安全寿命设计方法和旋翼系统安全寿命设计方法,并进行了实例计算对比。对比结果显示,两种方法的工程处理如S-N曲线、减缩系数的取值存在差异,初步数据表明直升机旋翼系统安全寿命设计方法可以应用于传动系统疲劳强度设计。     

直升机减速器齿轮疲劳寿命评定方法

直升机减速器是直升机传动系统的关键部件。本文分别采用幂函数和三参数两种标准S-N曲线方程的数据处理方法,讨论直升机减速器齿轮开裂破坏模式的安全寿命评定方法。     

利用做过高载试验的飞机结构进行疲劳寿命研究

某型飞机的某框下半框腹板发生严重的腐蚀损伤.为保证飞机安全,对该部位采取了补强修复.根据规范要求,需要进行全尺寸疲劳试验.但受条件限制,疲劳试验只能在做过高载试验的飞机结构上进行,为此,进行了高载对疲劳寿命的影响研究和全尺寸疲劳寿命试验等研究工作.研究结果表明,使用做过高载静力试验的飞机结构进行疲劳寿命试验是可行的.     

ZPXJ-16在直X型机尾段结构疲劳试验中的应用

直升机尾段是整个机体最薄弱的环节,开展直升机尾段疲劳试验,可为直升机全机寿命评估提供试验依据,具有非常重要的意义。本文以某型号直升机尾段结构疲劳试验为例,介绍了多点协调加载系统ZPXJ-16在该试验中的应用,阐述了其加载方法、系统工作原理及系统标定方法等。     

某直升机进口材料断裂性能测定技术

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。     

应力严重系数法在直升机主桨叶寿命评估中的应用

应力严重系数法在定翼机机体寿命计算中已有成功应用，然而对于以高周损伤为主的直升机动部件(如主桨叶)一般均依靠6件全尺寸疲劳试验的方法进行定寿。这不仅需要大量经费，而且也要很长的周期。本文绕开全尺寸疲劳试验这一大的环节，根据相应材料特性数据，采用应力严重系数法对直8型机主桨叶根部接头进行寿命评估。文中给出的方法简单，精度较好，便于工程应用。     

基于复合疲劳试验的涡轮叶片振动应力反推法

提出了一种利用复合疲劳试验和外场故障数据反推涡轮叶片实际振动应力的方法.该方法针对与故障叶片同批次的叶片,开展数个振动应力水平下的单件试验和某一特定振动应力水平下的成组试验,利用极大似然法推导出叶片的概率-应力-寿命曲线(P-S-N);最后基于99.87%存活率下的概率-应力-寿命曲(P_99.87%-S-N),结合叶片的外场故障统计结果,反推出叶片实际工作中振动应力的范围和可能的最大振动应力.      

寿命系数定寿的原理和方法

通过对疲劳载荷谱损伤值的研究,发现金属材料的疲劳寿命与疲劳试验载荷谱损伤值成线性关系,即金属材料的疲劳寿命随疲劳试验载荷谱的轻重成线性关系。由此规律推导出寿命系数,通过寿命系数可以降低全尺构件的疲劳试验时间。根据已有的疲劳试验数据研究的寿命系数值显示,在平均谱(疲劳损伤值为50%)基础上加重至58.33%损伤谱可降低全尺寸疲劳试验时间11%,75%损伤谱可降低36%,91.5%损伤谱可降低51%。由此得出:为了减少全尺疲劳试验时间,可以用加重载荷谱进行全尺寸疲劳试验,获得重谱下的寿命,再利用样件的寿命系数将其还原到平均谱下的平均寿命,然后用规范规定的疲劳分散系数除以平均寿命,给出使用寿命。这样既实现了减少疲劳试验时间的目的,又不违背规范规定的疲劳分散数值,使飞机定寿既经济又可靠。     

Fatigue life research and experimental verification of superalloy thin-walled structures subjected to thermal-acoustic loads

Rapid alternating stress is formed in structure subjected to harsh thermal-acoustic loads, which will affect fatigue performance and reduce fatigue life seriously. First, fatigue experiment of superalloy thin-walled structure was carried out to obtain fatigue damage location and failure time of the experiment specimen, and S-N curves of superalloy thin-walled structure at 723 K were fitted. Then, dynamic response simulation of superalloy thin-walled structure under the same load as experiment was implemented, and fatigue life was estimated based on the fatigue life prediction model which mainly included: improved rain-flow counting method, Morrow average stress model and Miner linear cumulative damage theory. Further, comparisons between simulation solutions and experimental results achieved a consistency, which verified the validity of the Fatigue Life Prediction Model (FLPM). Moreover, taking a rectangle plate as the analysis object, the distributions of Fain-low circulation blocks and damage levels of the structure were discussed respectively. Finally, current research indicates that in pre-buckling the structure is in softened area and fatigue life decreases with the increase of temperature; in post-buckling the structure is in hardened area and fatigue life increases with the increase of temperature within a certain range.     

Individual aircraft life monitoring: An engineering approach for fatigue damage evaluation

Individual aircraft life monitoring is required to ensure safety and economy of aircraft structure, and fatigue damage evaluation based on collected operational data of aircraft is an integral part of it. To improve the accuracy and facilitate the application, this paper proposes an engineering approach to evaluate fatigue damage and predict fatigue life for critical structures in fatigue monitoring. In this approach, traditional nominal stress method is applied to back calculate the S-N curve parameters of the realistic structure details based on full-scale fatigue test data. Then the S-N curve and Miner’s rule are adopted in damage estimation and fatigue life analysis for critical locations under individual load spectra. The relationship between relative small crack length and fatigue life can also be predicted with this approach. Specimens of 7B04-T74 aluminum alloy and TA15M titanium alloy are fatigue tested under two types of load spectra, and there is a good agreement between the experimental results and analysis results. Furthermore, the issue concerning scatter factor in individual aircraft damage estimation is also discussed.     

Detail fatigue rating method based on bimodal Weibull distribution for DED Ti-6.5Al-2Zr-1Mo-1V titanium alloy

Previous studies have shown that the fatigue life distribution of metal materials fabricated with Additive Manufacturing(AM) methods, such as Direct Energy Deposited(DED) Ti-6.5Al-2Zr-1Mo-1V alloys, exhibits two peaks. To promote the application of AM in aerospace and other engineering fields, developing a fatigue strength evaluation method suitable for AM materials based on their unique fatigue behaviours and fatigue life distributions is necessary. In this paper, a novel Detail Fatigue Rating(...     

直升机主桨毂支臂疲劳试验技术研究

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.