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腐蚀严重危害飞机结构的安全。为了研究腐蚀对裂纹扩展的影响,完成了3种加载频率下的腐蚀疲劳裂纹扩展试验,并与实验室空气环境下的试验结果进行了比较。研究了加载频率对腐蚀疲劳裂纹扩展率的影响。结果表明,腐蚀减少了结构的裂纹扩展寿命,但频率对结构的裂纹扩展速率没有明显的影响。 相似文献
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腐蚀条件下LD2航空铝合金裂纹扩展规律研究 总被引:4,自引:1,他引:3
腐蚀损伤会加速飞机结构的疲劳裂纹扩展,缩短飞机疲劳寿命。以LD2航空铝合金材料为研究对象,通过在实验室内模拟飞机服役环境进行加速腐蚀试验,得到不同腐蚀时间下的试验件,并在MTS-810疲劳机上对不同腐蚀时间下的试验件进行疲劳试验,得到不同腐蚀年限下的疲劳断口形貌。通过断口判读分析,得到不同腐蚀年限下的裂纹扩展数据(a,N)。从不同腐蚀时间下的裂纹扩展数据研究分析,得到裂纹长度与循环次数符合指数函数的形式,即裂纹扩展速率与裂纹长度成正比,其斜率依赖于腐蚀损伤与疲劳载荷两个因素,而且在同一应力水平下,其斜率与腐蚀时间呈线性关系,并且其截距与应力水平也呈线性关系。 相似文献
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对30CrMnSiNi2A在5种单一腐蚀环境和3种组合环境下的疲劳裂纹扩展特性进行了试验研究。通过试验获得的裂纹扩展数据,采用Paris公式进行条件拟合,得到各种环境下的裂纹扩展常数G,并作了对比分析。结果表明,腐蚀环境的参与使30CrMnSiNi2A的疲劳裂纹扩展速率明显加快,不同腐蚀环境对疲劳裂纹扩展速率的影响程度不同,但腐蚀介质对临界裂纹长度的影响很小。 相似文献
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给出了裂纹扩展的概率方法,完成了3种加载频率的腐蚀疲劳裂纹扩展试验。用概率方法研究了加载频率对腐蚀疲劳裂纹扩展速率的影响,给出了在给定时间内的裂纹尺寸分布和在给定裂纹长度时的寿命分布。结果表明随着频率的增加,腐蚀的影响减小。预测结果与试验结果比较吻合,可以为飞机结构的损伤容限设计提供参考。 相似文献
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腐蚀疲劳裂纹扩展微机辅助测试与分析 总被引:7,自引:1,他引:7
腐蚀疲劳裂纹扩展机制甚为复杂。就钢来说,往往呈现应力腐蚀类型的裂纹扩展机制,裂纹扩展速率受阳极溶解造成的裂尖钝化,裂缝闭塞电池效应,裂纹的宏微观分叉,氢致脆化,腐蚀产物造成的闭合效应等诸多因素的影响,反映在裂纹扩展速率曲线上,就是da/dN的波动较大。因此要求理想的腐蚀疲劳裂纹扩展微机测试系统应既能给出供工程寿命估算的,反映裂纹扩展速率总体趋势的da/dN}OK曲线,又能给出有助裂纹扩展机制 研究的,反映裂纹扩展速率随机波动特征的da/dN}}K曲线。 相似文献
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针对某型号飞机结构损伤容限设计的要求,对高强铝合金2124T851进行了不同环境与取向对疲劳裂纹扩展特性影响的试验研究。结果表明,3.5%NaCl溶液中的Cl加速了2124T851铝合金的疲劳裂纹扩展速率da/dN。断口电镜分析表明,分布密度较大的第二相质点使横向的da/dN高于纵向的da/dN。有效应力强度因子可以满意地表征不同取向及不同环境中的da/dN。裂纹面上的腐蚀产物较薄,对裂纹闭合的影响可以忽略不计,1~10Hz范围内的试验频率对3.5%NaCl溶液中的da/dN几乎没有什么影响。 相似文献
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复杂环境下的三维疲劳断裂 总被引:6,自引:0,他引:6
以三维弹塑性断裂理论为基础,对复杂载荷、复杂环境作用下的金属材料和结构的疲劳、断裂的若干关键问题进行了概要分析。给出了由材料性能试验的标准试样结果预测结构中一般形态缺陷的三维破坏的最新结果,获得了对不同载荷条件下腐蚀疲劳裂纹扩展的统一描述,介绍了由裂纹扩展基准曲线预测谱载腐蚀疲劳裂纹扩展寿命的最新进展,对结构服役寿命/日历寿命研究方法作了探讨。 相似文献
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在AISI316奥氏体不锈钢制成的十字形带中心孔(圆孔和椭圆孔)试件上进行的双轴载荷疲劳裂纹扩展试验表明:应力双轴性对疲劳裂纹扩展的影响,仅发生在靠近开孔的局部区域内。等双轴应力较单轴应力状态下的裂纹扩展速率减慢,而纯剪切状态下的裂纹扩展速率加快。在孔的影响区之外,所有的结果服从Paris规律,与应力双轴性无关。 相似文献
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可修复结构破坏危险性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
在全面考虑影响结构破坏危险性多种主要随机因素的基础上,重点研究了将定期检查时查出的破损结构修复并重新投入使用情况下的结构破坏危险性分析方法。建立了相应的分析模型,并以某型国产歼击机机翼主梁为例,给出了分析计算结果。结果表明:对于长寿命飞机结构,在使用后期,忽略修复并重新投入使用的结构将是偏危险的。 相似文献
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用间接模拟的实验方法 ,对 7475-T761铝合金材料在 3.5% Na Cl溶液中的变形与腐蚀电流的关系进行了研究 ;然后结合局部应变法 ,对 7475-T761铝合金 /3.5% Na Cl溶液体系腐蚀疲劳裂纹形成过程中环境(阳极溶解 )对试件缺口根部的腐蚀量进行了计算 ,并以此对腐蚀疲劳裂纹萌生过程中的阳极溶解作用进行了讨论 相似文献
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制孔工艺对紧固孔疲劳性能的影响 总被引:6,自引:0,他引:6
分别在传统制孔工艺和Winslow制孔工艺下,对7050T7351铝合金材料的双犬骨连接件疲劳试验结果进行对比与可靠性分析;基于当量初始裂纹(EIFS)理论和符合性判据,计算不同制孔工艺下的原始疲劳质量;采用体视显微镜和扫描电镜对疲劳断口进行分析;对Winslow制孔工艺强化机理进行了定性的探讨。研究表明:改进工艺后,紧固孔的疲劳寿命均有所提高,分散性降低,疲劳强度增加;紧固孔的当量初始裂纹小于0.125mm,符合抗疲劳耐久性设计的要求;裂纹形核的位置不变,裂纹扩展区疲劳条带变窄。 相似文献
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《中国航空学报》2021,34(11):131-139
In this paper fretting fatigue crack behavior in 1045 steel is studied by in-situ observation and finite element analysis. in-situ fretting fatigue experiments are conducted to capture real-time fretting fatigue crack formation and propagation process. The fretting fatigue tests under different load conditions are carried out, then the lifetime and fracture surface are obtained. The crack propagation rates under different loading conditions are measured by in-situ observations. With in-situ observation, crack initiation location and direction are analyzed. Finite element model is used to calculate J-integral which then is applied to fitting with experimental crack growth rate, and establishing crack growth rate model. From fitted S-N curve, it turns out that smaller load ratio leads to higher lifetime. Crack initiates slightly below the point equivalent to line contact of the contact surface in different test conditions, and crack direction shows no obvious relationship with load parameters. The established crack growth rate model well agrees with the test results. 相似文献