民用飞机桶段试验及结果分析

为了获取某民用飞机机身桶段结构承载特性以及疲劳、损伤容限性能,采用全尺寸桶段疲劳及损伤容限试验进行了验证,并对试验结果进行了深入的研究,在整体有限元模拟、结构应力及传载分析、结构疲劳问题处理、结构损伤容限性能评估、维修概念验证等多个方面进行了分析及结构优化。分析结果证明,全尺寸桶段试验试验模拟的真实性及高效性远高于结构件试验,试验整个设计及数据分析过程对后续新机型桶段试验设计及试验数据分析都有着较高的参考价值。     

缝焊接头疲劳强度降低系数和寿命分散系数的研究

为了研究发动机机匣的低循环疲劳寿命，本文根据机匣的实际情况，设计了焊搭接试件，进行对１Ｃｒ１８Ｎｉ９Ｔｉ材料缝焊搭接接头的疲劳性能测试，并用统计分析的方法得到Ｓ－Ｎ曲线和Ｐ－Ｓ－Ｎ曲线，及其缝焊接头的疲劳强度降低系数和疲劳寿命分散系数，与该材料的光滑试件对比，其结果可以看出，缝焊接头的疲劳强度大大低于光滑试件，而其疲劳寿命分散系数比光滑试件好。     

直升机机体结构疲劳和损伤容限设计

为保证直升机结构安全可靠、经济、易维护,疲劳强度工作应贯穿整个设计研制和使用过程.在直升机研制过程中,结构疲劳强度工作分为结构细节设计的疲劳设计阶段,初步疲劳和损伤容限评估和最终疲劳和损伤容限评估,三个阶段.本文对各阶段疲劳工作的内容和方法,以及飞行谱的编制和飞行载荷谱的计算等疲劳关键问题进行了简略的评述.为我国直升机结构疲劳设计工作提供一些可供借鉴的思路.     

民航飞机结构疲劳裂纹生长机理及检查方案探讨

从民用航空规章对民航飞机结构的疲劳损伤审定要求出发,通过对结构部件疲劳裂纹的产生及生长机理进行分析,阐释结构损伤容限设计理论的相关要求,并通过制定有效的检查方案确保民航飞机服役期限内的结构完整性。     

某飞机机翼下壁板搭接区损伤容限分析

为了获得某飞机机翼下壁板搭接区铆钉孔损伤容限特性,依据搭接区基本结构,结合国军标损伤容限的具体要求,在初始角裂纹模式下,采用商用损伤容限分析软件NASGRO对结构在损伤容限谱载下进行了分析。同时对不同裂纹长度下结构的剩余强度进行了计算,得出了裂纹扩展长度和剩余强度随时间变化的曲线。本文的分析方法可用于飞机其它部位的损伤容限分析。     

钛合金结构损伤容限设计可行性研究

对飞机结构常用金属材料损伤容限特性进行了对比分析,针对TC4和TA15损伤容限特性较差的缺点,研制出两种超低间隙（ELI）钛合金TC4ELI和TA15ELI,并对其进行结构损伤容限设计可行性论证。进行了两种超低间隙钛合金和普通钛合金裂纹扩展寿命、剩余强度和疲劳全寿命对比实验。实验结果表明：具有片层组织的超低间隙钛合金相对于普通成分钛合金断裂韧性和裂纹扩展特性有明显改善,剩余强度和疲劳全寿命相当;应力水平相当时,超低间隙钛合金工程可检裂纹扩展寿命比航空结构中常用铝合金稍长。因此,对于超低间隙钛合金TC4ELI和TA15ELI可以进行损伤容限设计。     

某型水陆两栖飞机主结构铝合金材料选用分析

材料选用是飞机研制过程中的一项重要内容,选用材料的好坏直接影响飞机性能的优劣,飞机选材需要考虑多个因素。某型水陆两栖飞机按照疲劳、损伤容限设计原则进行结构设计。通过对某型水陆两栖飞机载荷工况和服役环境的分析,结合飞机基本选材原则和某型水陆两栖飞机结构设计对材料的静强度性能,疲劳、损伤容限性能,耐腐蚀性能等的要求,综合考虑铝合金材料特点、适航性、成本及供货等因素,最终提出某型水陆两栖飞机结构的铝合金材料选材方案。     

典型机身框地板梁缘条裂纹修理损伤容限分析

采用简单有效的方法对复杂的飞机结构进行损伤容限评定具有重要的意义,提出一种简单有效的应力强度因子获取方法,并结合损伤容限分析的一般流程,分析某机身框地板梁缘条含裂纹修补结构的疲劳寿命及使用寿命期内结构的剩余强度。根据机身框地板梁结构受载特点建立简化的分析模型,计算单位载荷时不同长度下裂纹尖端应力强度因子,再由结构边界载荷与应力强度因子的关系确定无量纲应力强度因子;根据损伤容限分析方法编制程序,计算结构在飞行载荷谱下从初始裂纹扩展到临界长度的寿命及各裂纹长度下结构的剩余强度,给出结构检查间隔。结果表明:结构修补后的疲劳寿命及剩余强度均满足损伤容限设计要求。本文给出的损伤容限分析过程及方法可应用于工程中类似结构的损伤容限评定。     

机身蒙皮孔边裂纹修理的损伤容限评定

针对某型飞机机身蒙皮天线通过孔出现的裂纹,给出了具体的修理方案,结合结构几何特点和受载形式建立了修理结构的有限元细节模型,利用损伤容限分析流程及方法,进行了裂纹扩展分析和剩余强度分析,给出了开裂部位的裂纹扩展寿命和检查周期。分析结果显示,给定的修理方案满足损伤容限设计要求。该损伤容限分析流程及分析方法可以为此类结构修理的损伤容限评定提供参考。     

起落架结构损伤容限设计初步探讨

本文探讨了有关起落架结构损伤容限设计的强度设计逻辑程序。给出了损伤容限要求,疲劳使用载荷谱及环境腐蚀影响的疲劳分散系数,以及依据表面裂纹长度估算深度公式。探讨了用由裂纹扩展速率积分而得的S-N曲线按Miner理论进行结构断裂分析方法。给出了用裂纹扩展增量描述的疲劳损伤,以及按裂纹扩展损伤等效原则的试验应力谱折算公式。     

某型号机轮轮毂的疲劳全寿命分析

根据某型号轮毂的强度分析结果,对该型号轮毂进行疲劳损伤分析和损伤容限分析,得到其裂纹生成寿命和裂纹扩展寿命。运用Workbench对轮毂的所有载荷工况进行有限元强度分析和疲劳损伤分析,将运用损伤累积理论计算结果与仿真结果进行对比;对产生初始裂纹的轮毂进行损伤容限分析,得到其裂纹扩展寿命。结果表明,该型号机轮轮毂的疲劳危险部位为胎圈座,轮毂疲劳寿命满足设计要求,损伤的理论计算值和仿真结果偏差很小。     

激光增材制造高强高韧TC11钛合金力学性能及航空主承力结构应用分析

随着损伤容限设计理念发展和轻量化要求提高,高强高韧钛合金逐渐成为航空装备关键主承力构件主要结构材料。激光增材制造制备钛合金大型主承力构件具有数字化、短周期、低成本等技术优势,特别是激光增材制造过程超常固态相变动力学条件为制备高强高韧钛合金提供了新的机会。本文根据航空主承力结构选材性能要求,对激光增材制造TC11钛合金静强度、疲劳和损伤容限特性进行测试与分析,在此基础上对其在航空主承力结构的应用前景进行分析。结果表明,激光增材制造TC11钛合金力学性能具有显著的高强高韧和低屈强比特征,其疲劳缺口敏感性和裂纹扩展速率低,性能分散性小,综合性能满足航空主承力结构选材要求。与目前航空主承力结构广泛应用的TC4-DT损伤容限型钛合金相比,激光增材制造TC11高强高韧钛合金损伤容限特性相当、疲劳性能有所改善、许用应力提高23%,结构具有进一步减重优势。激光增材制造TC11钛合金优异的强韧性匹配在提高结构许用应力的同时可避免大厚度结构发生脆性断裂,其低疲劳缺口敏感性和优异的疲劳裂纹扩展特性对于结构服役安全具有重要意义。     

疲劳敏感结构修理损伤容限评估途径

AASR中规定自2010年11月20日起,对民用航空器结构疲劳敏感元件上修理的损伤容限评估必须由航空运营人自己负责,并制定满足飞机持续适航要求的损伤容限检查计划。本文讨论了几种对民用航空器结构疲劳敏感元件进行修理的损伤容限评估及制定补充检查计划的方法与途径。     

基于Paris解的直升机动部件损伤容限分析

直升机金属动部件是单路传力结构,承受高周疲劳载荷,一般认为不适合采用损伤容限设计,但对多个螺栓连接的大型接头,有较好的损伤容限特性.文章根据线弹性断裂力学Paris理论,提出了一套适合直升机动部件的损伤容限分析方法,通过对某型机尾桨叶接头进行损伤容限分析,得出了具有高可靠度的较长的裂纹扩展寿命.     

LY12CZ铝合金铆接件微动损伤防护技术研究

 本文详细地分析了LY_(12)CZ铝合金铆接件微动损伤的微观特征以及各种搭接表面处理方法对疲劳强度的影响。试验结果表明:对搭接表面采用恰当的处理方法,铆接件的疲劳寿命一般均有不同程度的提高,其中,胶铆结构的采用是防止铆接件产生微动损伤的有效措施。当轴向交变应力σ_(max)=125MPa以下时,胶铆试件的疲劳寿命比干涉铆接的疲劳寿命提高60％以上。     

飞机长寿命设计与评定技术研究

简述了某型教练机长寿命设计与评定技术。在设计各阶段对飞机结构进行抗疲劳耐久性细节设计与研究,严格控制结构设计细节;在寿命评定阶段通过载荷谱飞行实测而编制出真实可靠的载荷谱,进行疲劳/损伤容限分析、全尺寸疲劳/损伤容限试验,验证了某型教练机达到了8000飞行小时的寿命指标。所取得的技术成果,为今后的长寿命飞机研制提供了技术支持。     

基于疲劳寿命的复合材料舱体分级优化分析

为构建三维应力状态复材结构疲劳寿命模型,提出由刚性元和弹簧元来模拟层间作用,结合二维板元构建三维有限元模型。借助典型应力比下的疲劳试验结果和损伤模型,结合等寿命曲线转化理论,发展一种任意应力比下的疲劳寿命分析方法。引入复合累积损伤建立多轴循环应力下的疲劳寿命模型。借助应力分析、静强度和疲劳累积损伤失效分析及材料性能退化模型,模拟面内和层间损伤产生、发展直至整体破坏过程,得到疲劳寿命。通过层合板疲劳寿命预测值和试验结果对比,验证所建模型的正确性。考虑设计变量空间复杂性,采用二级优化方法:系统级布局优化和子系统级尺寸优化。采用自适应遗传算法,以质量最小为目标函数,以疲劳寿命要求为约束条件,对复材舱体进行优化。建立基于多轴应力疲劳寿命的复材结构优化框架,为复材结构优化设计提供参考。      

典型壁板搭接区试验件疲劳寿命分析

采用ABAQUS软件建立典型壁板搭接区试验件三维实体有限元模型,并进行应力分析,获得搭接区钉孔最大应力;运用应力严重系数法和线性损伤累积理论对典型壁板搭接区试验件在随机载荷谱作用下的疲劳特性进行计算分析,给出了试验件疲劳寿命预估值;计算结果满足目标寿命要求。将分析结果与试验件的疲劳耐久性试验结果进行对比,发现寿命预估值与试验结果吻合较好。     

涡轮盘低循环疲劳的概率设计

基于涡轮盘结构的低循环疲劳设计流程,将概率设计理念融入设计过程中,提出了涡轮盘低循环疲劳的概率设计流程。首先进行涡轮盘结构的优化分析,其中以确定性设计准则作为约束条件;以优化结构方案为基础,考虑参数的随机性,对涡轮盘低循环疲劳进行可靠性分析;以低循环疲劳寿命的可靠度为概率设计准则,对涡轮盘进行反复的设计和计算验证,通过修改结构尺寸完成涡轮盘低循环疲劳的概率设计。同时,根据灵敏度分析结果,讨论了设计变量的分散性对涡轮盘寿命的影响,为进一步提高结构的可靠性提供了新的研究思路。结果表明,按照概率设计观点确定的涡轮盘结构兼顾性能和可靠性,在满足可靠度的前提下降低涡轮盘的重量。同时该概率设计流程简单方便,易于工程的推广应用。     

C／KC-135飞机机身结构腐蚀损伤容限研究

C／KC-135飞机是KC-135同温层加油机的改型产品，主要用于装备美国空军。文章通过对C／KC-135飞机机身蒙皮与搭接部分隐藏的腐蚀损伤情况的分析，系统地介绍了腐蚀损伤容限分析的方法和程序，以及考虑环境影响时，评估C／KC-135机身蒙皮和搭接处隐藏的腐蚀的一种系统的方法。美国俄克拉荷马城空勤中心(OC-ALC)研究人员P．W．Whaley等采用的腐蚀损伤容限分析方法，类似于建立在断裂力学基础上的传统的疲劳断裂损伤容限分析方法，该方法对于老龄飞机剩余寿命的评估有一定的借鉴作用。