增压机身蒙皮划痕线对疲劳寿命的影响

在飞机维修中可能会因为施工不当,在增压机身蒙皮上留下一些划痕线,这个问题正在引起飞机制造商和维修公司的重视。根据蒙皮划痕线的性质和受力特点,采用ANSYS软件计算了划痕缺口的最大应力,并用局部应力应变法估算了循环载荷下构件的疲劳寿命,系统分析了不同程度的划痕线对机身增压蒙皮结构完整性的影响,并得到了一些有意义的结论。     

某型发动机铝合金密封面划痕修复研究

基于某型发动机铝合金隧道管密封面损伤情况,分析了隧道管的材料、损伤原因及损伤形式,制定出隧道管不同损伤程度的划痕修复措施.若划痕深度小于0.1mm,采用打磨的方式消除划痕;若划痕深度大于0.1mm,采用涂抹胶粘剂的方式修复划痕.对修复后的隧道管进行充分的试验验证,试验结果满足隧道管技术指标和使用要求.本文结论可为铝合金...     

老龄飞机广布疲劳问题的研究进展

广布疲劳损伤(WFD)是老龄飞机结构中存在的一种损伤,直接影响到飞机的安全性和可靠性。它的特征是飞机的多个部位存在疲劳裂纹损伤或构件上同时存在多个疲劳裂纹损伤。这些裂纹一旦发生聚合和连通,结构剩余强度就会急剧降低,从而发生灾难性的事故。由于WFD的复杂性,很难采用传统的单裂纹线弹性断裂力学理论进行分析和研究。在WFD的建模、应力强度因子的求解、疲劳寿命的评估等方面,介绍了老龄飞机广布疲劳损伤的研究现状和基本方法,并提出了一些当前需要解决的问题。     

损伤容限法在直升机尾桨叶延寿中的应用

阐明了在直升机动部件疲劳设计和寿命评估中,采用传统的安全寿命方法确定的使用寿命偏于保守.提出了应用损伤容限法于直升机尾桨叶延寿中,根据尾桨叶的疲劳危险部位具有一定的安全裂纹扩展的损伤容限特性,在加强使用中的检查维修的同时,可保证尾桨叶安全使用寿命延长.     

民用飞机机身蒙皮修理的广布疲劳损伤试验研究与有限元分析

为了研究民用飞机机身蒙皮修理的广布疲劳损伤特性,设计试验件进行试验研究,并对其进行有限元分析。结果表明:机身蒙皮修理连接区的初始裂纹的萌生位置基本上是等概率随机产生的;在多裂纹的共同作用下,导致结构剩余强度降低,引起裂纹萌生的加速和竞争效应,最终导致连接区破坏;损伤容限分析得到的主裂纹扩展曲线与试验结果趋势吻合,但计算结果较小、趋于保守。     

波音飞机机身蒙皮划痕浅析

飞机蒙皮划痕问题已成为飞机维护中最为突出的结构问题之一。本文结合波音公司发布的维护/维修方案和服务通告SB-737-53A1262、SB-737-53A1289,对飞机维修中划痕损伤的问题进行探讨。     

TC11钛合金焊接接头低周疲劳分形损伤演化研究

基于损伤力学和分形理论,在金属材料疲劳断口的形貌特征具有统计自相似性的基础上建立了表征焊接接头断口损伤的面分形损伤演化模型.利用TC11合金低周疲劳试验后所得到的断口测得其面分维数,结合试验数据拟合获得该材料损伤演化方程参数;从而建立了TC11合金焊接接头三级载荷下的疲劳损伤演化方程;同时将该模型与基于断口表面裂纹扩展的线分形损伤演化模型加以比较.      

含腐蚀预损伤铝合金2024-T62的疲劳断裂行为及基于断裂力学的寿命预测

针对2024-T62铝合金薄板系统地开展了腐蚀预损伤对材料疲劳S-N曲线、小裂纹萌生行为、长短疲劳裂纹扩展及物理小裂纹门槛值扩展行为的影响等试验研究.结果表明:腐蚀预损伤对材料疲劳S-N曲线及材料疲劳小裂纹萌生行为有明显的影响,但时材料长短裂纹扩展及物理小裂纹门槛值扩展行为没有明显的影响.通过假定腐蚀预损伤为初始小裂纹...     

基于损伤力学的GH4169合金低循环裂纹萌生寿命预测

为了更准确地预估高温材料的低循环疲劳裂纹萌生寿命,将低循环疲劳的裂纹萌生过程视作损伤累积过程,基于连续损伤力学建立了损伤累积模型.结合360 ℃、650 ℃下GH4169合金的低循环疲劳寿命数据拟合出模型的具体表达式,进而开展了对低循环疲劳裂纹萌生寿命的预测试验.结果表明:该方法针对GH4169合金低循环疲劳裂纹萌生寿命的预测结果较为理想,其分散带基本在2倍以内,且能很好的反映变幅加载对GH4169合金低循环疲劳裂纹萌生寿命的影响.     

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.