腐蚀条件下机翼主梁的疲劳寿命修正系数

针对歼击机主要疲劳关键件——机翼主梁,采用模拟试件进行加速试验环境谱下相当于地面停放不同年限的预腐蚀及谱载下疲劳试验,获得地面停放腐蚀影响系数C随地面停放年限T的变化曲线;由构成空中局部环境谱的各单一介质对谱载下寿命的影响试验,按百分比加权组合的方法获得空中腐蚀疲劳影响系数K.综合考虑C-T曲线与K,计算出不同无腐蚀条件下寿命和飞机年飞行小时数的组合所对应的腐蚀条件下机翼主梁疲劳寿命修正系数.为修正无腐蚀条件下寿命,从而评定腐蚀条件下机翼主梁寿命奠定了基础.     

Al-Li合金搅拌摩擦焊搭接接头的疲劳性能

通过疲劳寿命试验、疲劳断口和金相组织分析,研究了Al-Li合金搅拌摩擦焊搭接接头的疲劳性能,分析了接头前进侧热机影响区(TMAZ,Thermal-Mechanically Affected Zone)出现的“钩状缺陷”对其疲劳性能的影响.结果表明,钩状缺陷容易引起裂纹萌生及扩展,减小接头的有效承载板厚,适当缩短搅拌针长度可以改善钩状缺陷,提高接头力学性能.母材与搭接接头的疲劳S-N曲线研究表明:在高疲劳应力下,接头的疲劳寿命接近母材,但随着疲劳应力水平降低,接头的疲劳寿命急剧下降,200万循环周次下的疲劳强度仅达到80 MPa,为母材的35％.     

Al-Li合金搅拌摩擦焊搭接接头的疲劳性能

通过疲劳寿命试验、疲劳断口和金相组织分析,研究了Al-Li合金搅拌摩擦焊搭接接头的疲劳性能,分析了接头前进侧热机影响区(TMAZ, Thermal-Mechanically Affected Zone)出现的"钩状缺陷"对其疲劳性能的影响.结果表明,钩状缺陷容易引起裂纹萌生及扩展,减小接头的有效承载板厚,适当缩短搅拌针长度可以改善钩状缺陷,提高接头力学性能.母材与搭接接头的疲劳S-N曲线研究表明:在高疲劳应力下,接头的疲劳寿命接近母材,但随着疲劳应力水平降低,接头的疲劳寿命急剧下降,200万循环周次下的疲劳强度仅达到80 MPa,为母材的35%.     

腐蚀条件下疲劳寿命评定的名义应力法

提出了腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定的名义应力法.以地面停放腐蚀影响系数C-T曲线为基础,通过计算反推建立飞机结构疲劳关键危险部位对应不同地面停放时间的p-S-N曲线族,应用线性累积损伤(Miner)理论估算飞机结构在使用环境谱载下的疲劳安全寿命;考虑空中腐蚀疲劳影响对疲劳安全寿命加以修正.该方法为腐蚀条件下飞机结构寿命的评定提供了有效可行的技术途径,具有重要的工程应用价值.     

湿热环境下碳纤维层合板拉伸疲劳性能

湿热环境是影响复合材料层合板力学性能的主要因素之一，研究湿热环境对复合材料结构的影响对于保证飞行结构安全具有非常重要的工程应用意义。研究碳纤维复合材料层合板在室温干态（RTD）、低温干态（CTD）和高温湿态（ETW）3种环境条件下的拉伸疲劳性能，获得3种环境下的S-N曲线与层合板疲劳破坏模式。在此基础上，建立层合板有限元分析模型，对其疲劳性能进行研究，分析讨论温度及湿度对层合板疲劳性能的影响，建立层合板疲劳寿命环境影响因子的确定方法。结果表明：湿热环境对正交层合板的拉伸疲劳性能影响很大，疲劳寿命为106次时，与RTD环境相比，CTD环境下层合板的疲劳强度下降了2.76%，而ETW环境下下降达到23.77%;ETW和RTD环境下破坏模式以纤维断裂和分层为主，而CTD环境下却几乎全为纤维断裂破坏；S-N曲线包括疲劳强度快速下降和缓慢下降2个阶段；温度对疲劳性能的影响要明显强于湿度，温度超过45℃时湿度对疲劳性能的影响进入强影响区。     

CFRP孔板拉伸疲劳环境效应的正交试验

为研究环境因素对CFRP孔板疲劳性能的影响,针对T300/QY8911含中心孔层压板设计并开展了正交试验研究.试验中采用标准试件在给定环境条件下测试其拉伸疲劳寿命,并通过对正交试验结果的方差分析研究了有无涂层、紫外辐射、环境湿度等环境因素及其交互作用对T300/Y8911复合材料孔板拉伸疲劳寿命影响的显著性.研究表明:在紫外、涂层、湿度及任意二者的交互作用中,有无涂层对复合材料孔板的拉伸疲劳寿命影响高度显著,有无紫外及涂层与湿度的交互作用对复合材料孔板拉伸疲劳寿命影响显著;而湿度、紫外与涂层的交互作用及紫外与湿度的交互作用对复合材料孔板拉伸疲劳寿命的影响均不显著.     

民机结构腐蚀条件下疲劳寿命评定与试验验证

针对民机结构典型疲劳关键部位——机翼弦向对接部位,进行了腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法合理性的试验验证,评定了该部位腐蚀条件下疲劳寿命.通过关键部位细节模拟试件加速预腐蚀及随后的一般环境下疲劳试验,测定了预腐蚀影响系数曲线;通过腐蚀疲劳试验测定了腐蚀疲劳影响系数;通过关键部位大型结构模拟试件预腐蚀-腐蚀疲劳交替验证试验,测定了典型使用情况下的腐蚀综合修正系数,同时用腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法针对交替试验情况进行了评定,结果对比表明该评定方法是合理、可行的.并给出了机翼弦向对接部位典型使用情况下的疲劳寿命评定结论.      

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采用腐蚀条件下的细节疲劳额定值(DFR)方法对民机机身典型长桁机加接头结构进行了综合环境下的疲劳分析.结合分析过程,给出了由细节模拟试件试验得到的DFR腐蚀影响系数确定结构综合环境的DFR腐蚀影响系数的方法,并采用民机机身长桁机加接头部位模拟试件,完成指定使用情况所对应的预腐蚀-腐蚀疲劳交替验证试验.试验结果与分析结果的对比表明,结果基本一致,综合环境下疲劳分析方法可行.     

DFR腐蚀影响系数及其试验测定

为使腐蚀环境下民机结构疲劳分析的细节疲劳额定值(DFR)方法具有更广泛适用性,对DFR腐蚀影响系数与腐蚀环境的关系进行了研究,将DFR的腐蚀影响系数分解为地面停放腐蚀影响系数和空中腐蚀疲劳影响系数,建立了地面停放腐蚀影响系数与地面停放腐蚀时间的关系,以及空中复杂综合环境腐蚀疲劳影响系数与单一介质环境腐蚀影响系数的关系.通过试验测定了各种典型情况的DFR腐蚀影响系数,试验结果说明DFR腐蚀影响系数随着地面停放腐蚀时间的增加和环境腐蚀性的增强而降低,腐蚀疲劳的影响较停放腐蚀的影响更严重.分析实例具体说明了腐蚀条件下DFR方法的具体步骤和所需数据,并体现出疲劳分析中计及腐蚀影响的必要性.      

相似多细节结构疲劳试验不完全数据参数估计

讨论了用含相似多细节结构的不完全疲劳试验数据进行疲劳特征参量分布参数估计的方法.在假设疲劳寿命服从对数正态分布和双参数Weibull分布的情况下,分析了用于描述单个细节疲劳质量的随机变量的分布参数与含相似多细节结构不完全试验数据的分布参数之间的关系,分析表明二者之间存在显著的差异,但具有确定性的关系,这种关系与细节个数有关,给出了通过不完全试验数据估算单个细节疲劳分布参数的定量方法.通过数值模拟,分析了样本容量和细节个数对估算结果分散性的影响,分析表明,在细节数较少时,对分散性的影响与样本容量有关,与细节个数关系不大.      

基于脆性损伤机制的高周疲劳模型

从不可逆热力学耗散理论出发,建立了一个高周疲劳各向同性连续损伤力学模型.与基于延性损伤机制的Lemaitre模型不同,本模型基于脆性损伤机制.它成功地将高周疲劳损伤纳入到统一的热力学框架之内.其损伤演化律考虑了应力比 R的影响.利用本模型,根据对称循环下(R=-1)的高周疲劳SN曲线,可以导出具有任意应力比R的 log S log N 曲线.模型应用于LC9高强度铝合金光滑试件的试验分析,理论计算与实验结果比较,符合良好.     

裂纹扩展寿命安全可靠性分析模型研究

通过分析影响裂纹扩展寿命的多个随机因素,就目前较为常用的裂纹扩展寿命安全可靠性分析模型进行比较.在此基础上,本文提出了一种新的模型--裂纹扩展寿命~断裂韧度可靠性分析模型,该模型基于目前比较公认的裂纹扩展寿命分布和断裂韧度分布特性,为工程界进行含裂纹结构的概率损伤容限评估提供一定的理论依据.     

燕尾榫连接结构微动疲劳全寿命预测方法

微动损伤使航空发动机榫连接结构疲劳寿命显著降低。以钛合金Ti-6Al-4V燕尾榫连接结构为例，提出一种适用于复杂结构微动疲劳全寿命预测方法。基于修正的Manson-McKnight方法和多轴疲劳理论，疲劳损伤参数由等效应力参数（ESP）表征，微动疲劳裂纹萌生位置和成核寿命通过有限元分析（FEA）和ESP预测。基于断裂力学理论和最大周向应力准则，提出微动疲劳裂纹扩展数值模拟方法，建立微动疲劳扩展寿命与裂纹长度函数关系，依据裂纹终值长度预测微动疲劳扩展寿命。结果显示:钛合金Ti-6Al-4V燕尾榫连接结构微动疲劳裂纹扩展角预测值与实验值均为18°，裂纹生长方向预测值与实验值相符；微动疲劳全寿命（成核寿命+扩展寿命）预测值在实验值的2倍分散带内；最大拉伸载荷对榫连接结构的微动疲劳全寿命影响显著，在相同应力比下，最大拉伸载荷从18 kN变化到24 kN，钛合金Ti-6Al-4V燕尾榫连接结构微动疲劳全寿命降低1个数量级。      

钛内衬碳纤维缠绕氦气瓶的疲劳寿命和可靠度验证

结合卫星推进系统用复合材料高压氦气瓶产品研制,重点讨论了基于有限元应力应变分析基础上的金属内衬低周循环疲劳寿命和复合层应力断裂失效可靠性,产品鉴定试验结果说明了可靠性和疲劳寿命完全满足要求。     

变更载荷谱情况下的耐久性分析技术与应用

针对全尺寸飞机结构疲劳(耐久性)试验过程中更改载荷谱情况下对全尺寸结构疲劳试验机(单机)进行耐久性评定的需求,基于耐久性分析的概率断裂力学方法和改进的裂纹萌生方法,提出了综合不同谱下耐久性试验数据集确定描述结构细节原始疲劳质量的当量初始缺陷尺寸分布的方法,给出了载荷谱变更情况下计算各应力区裂纹超越概率的损伤累加方法,从而建立了能够准确预测载荷谱变更情况下结构经济寿命的耐久性评定方法.这种方法已成功应用于某型飞机结构全尺寸试验中更改载荷谱情况的耐久性评定,有着重要的工程应用价值.      

服从不同分布的疲劳寿命分散系数分析

民机结构的疲劳寿命服从双参数威布尔分布,其分散系数与战斗机基于对数正态分布的疲劳寿命分散系数存在明显的不同.为分析疲劳寿命服从这两种不同分布时分散系数的区别和联系,导出了疲劳寿命服从双参数威布尔分布时的理论和试验用疲劳寿命分散系数计算公式;并从理论基础和数值计算结果两个方面,对服从对数正态分布和双参数威布尔分布的疲劳寿命分散系数进行了对比,所得的结论对确定民机结构疲劳寿命分散系数提供了重要的技术依据.     

基于疲劳寿命理论的膜盘联轴器型面设计

区别于传统的基于强度理论的膜盘联轴器型面设计方法,提出了一种基于膜盘联轴器动力学分析和疲劳寿命理论的型面设计方法.建立了分析膜盘联轴器应力及寿命的简化有限元模型,给出了作用在此模型上的边界条件和初始条件,建立了膜盘联轴器动静复合应力分析方法.根据动力学分析的结果,讨论了膜盘联轴器工作时,不同类型的载荷对其疲劳寿命的影响.计算对比了几种典型型面在不同复合载荷作用下的寿命;基于疲劳寿命理论对膜盘联轴器的型面设计给予评价,最后给出各典型型面的适用工况.     

薄板的后屈曲损伤分析与疲劳寿命预估

针对薄板在面内压缩载荷作用下的后屈曲损伤问题进行了研究,并进一步考虑屈曲与疲劳损伤的耦合作用,预估了薄板的疲劳寿命.首先建立了薄板的有限元模型,通过线性屈曲分析得到屈曲临界载荷和屈曲模态,进而采用大变形理论,将线性屈曲的一阶屈曲模态作为初始位移扰动,进行薄板的非线性屈曲分析,得到屈曲临界载荷.其次,根据损伤力学理论与方法建立了薄板材料在单次加载过程中的损伤演化方程,并根据材料疲劳试验结果进行参数识别,获取损伤演化参数.根据非线性屈曲分析结果和损伤演化方程进行了后屈曲损伤分析.最后,考虑疲劳载荷的作用,基于损伤力学理论,采用有限元数值方法求解,考虑每次加载引起的损伤与后屈曲应力应变场分析的耦合作用,通过反复迭代计算,给出了结构疲劳寿命.本研究为工程结构的后屈曲损伤分析以及考虑后屈曲损伤的疲劳寿命分析提供了一种新方法和实现手段.      

焊接缺陷对异种铝合金TIG对接接头疲劳行为的影响

以5A06-O/7A05-T6异种铝合金钨极氩弧焊（TIG）对接接头为对象,通过疲劳试验数据和断口形貌分析,研究了气孔缺陷和未熔合缺陷对焊接接头疲劳性能的影响规律及机理。结果表明:气孔缺陷和未熔合缺陷对5A06-O/7A05-T6对接接头的疲劳性能均产生不利影响,且缺陷的大小、位置与载荷的交互作用是影响疲劳裂纹提前萌生的主要因素,同一应力水平下,疲劳裂纹更易萌生于尺寸较大且位置更接近于材料表面的焊接缺陷处,而随着应力水平的降低,焊接缺陷对焊接接头疲劳性能的不利影响更为显著;与气孔缺陷相比,未熔合缺陷边缘的应力集中效应更明显,更易导致疲劳裂纹萌生,且焊接接头组织相较于焊接母材组织更脆,疲劳裂纹以穿晶和沿晶形式交替扩展,使疲劳寿命进一步缩短。