典型紧固件腐蚀及腐蚀疲劳研究

以试验研究为基础，对典型紧固件进行人工加速环境试验，并且对紧固件在不同环境条件下的疲劳性能进行了研究，为今后飞机紧固件结构设计提供了有益的结论。     

传媒书讯

结构与材料的疲劳 本书先系统介绍了工程结构与材料的疲劳的基础知识，重点论述了恒幅载荷／载荷谱与变幅载荷两种条件下的疲劳与裂纹扩展、疲劳试验与分散性，特殊疲劳条件、连接接头与结构的疲劳以及纤维一金属层板的疲劳抗力等问题，并对未来疲劳研究进行了展望。     

腐蚀环境下疲劳裂纹扩展试验

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。     

复杂环境下的三维疲劳断裂

 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。     

腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定技术研究

评定飞机结构的疲劳寿命，应该在疲劳定寿的全部试验中施加载荷谱和对应的腐蚀环境，由于腐蚀环境的复杂性，工程上无法实施。为解决这一问题，本文以一般环境下疲劳定寿结论为基础，针对歼击机腐蚀环境特点及主要疲劳关键件和关键部位，建立了一整套综合考虑地面停放腐蚀和空中腐蚀疲劳影响的寿命修正方法及对应的试验与分析技术，对飞机结构疲劳寿命和外场飞机的单机寿命监控有重要的工程应用价值。     

环境对有/无防护涂层结构疲劳性能的影响

 以试验研究为基础,用两种型式的试验件试验来研究飞机结构防护涂层在典型气候和人工加速环境条件下的疲劳性能的影响,并采用结构细节疲劳额定值（DFR）方法给出在环境条件下有/无防护涂层试件的疲劳强度修正系数。由试验结果分析得到下述结论：经大气暴露的涂层试件比未经大气暴露试验的DFR值要下降11%～21%.双涂层试件比单涂层试件在相同暴露试验条件下DFR值要高。     

疲劳寿命估算的线性累积破坏率准则研究

介绍了一种新的疲劳寿命估算方法——线性累积破坏率准则,其物理意义明确,简单明了。在对恒幅载荷疲劳寿命统计分析的基础上,求出对应的疲劳寿命概率密度函数,从而利用线性累积破坏率准则可估算出变幅载荷下结构的疲劳寿命。线性累积破坏率准则没有限定试验条件和疲劳寿命分布形式,因此对一般环境下和腐蚀环境下的疲劳均具适用性。利用两组疲劳试验数据对该方法进行了验证,结果表明在中值寿命附近预测寿命与实测寿命非常接近,精度较高、有较好的工程应用价值。     

铝合金结构腐蚀疲劳裂纹扩展与剩余强度研究

 在3.5%NaCl腐蚀溶液环境下对含中心孔LY12 CZ铝合金紧固件的疲劳裂纹扩展进行了试验研究，得到3种不同频率下紧固件的腐蚀疲劳裂纹扩展曲线。试验结果说明，随着频率的增加，腐蚀疲劳裂纹扩展速率逐渐降低，腐蚀溶液中疲劳裂纹扩展速率比在空气中大。以试验数据为基础，结合裂纹扩展分析软件AFGROW，提出一种可以用数值方法模拟腐蚀疲劳裂纹扩展的方法，模拟结果和试验结果符合较好。对紧固孔试验件利用2种失效模式进行了剩余强度分析，得到腐蚀环境下紧固孔结构的剩余强度曲线。     

材料高频振动环境疲劳试验的设想

利用振动台产生振动环境以及刚性质量块产生具有固定频率的交变载荷并作用于疲劳试件上,以1000Hz左右交变载荷激励试件,完成R=-1条件下的材料高频振动环境疲劳试验,实现非共振响应下的材料拉-压疲劳性能试验技术,丰富和发展疲劳试验方法,以满足军民用机械工程的需求。     

航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术研究综述

航空发动机作为飞行器最关键、最核心的部位，长期服役于高温、高载等极端环境，疲劳失效是导致发动机结构破坏的主要原因之一。随着工业的发展，发动机材料的超高周疲劳问题日益凸显。本文总结了发动机典型材料超高周疲劳关注领域的研究现状，对当前超高周疲劳试验技术的应用情况进行了阐述，包括超高周轴向振动疲劳、弯曲振动疲劳、扭转振动疲劳、复合振动疲劳等试验加载技术以及温度控制技术、损伤监测技术，并对我国航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术的发展做出展望。     

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.     

飞机结构疲劳试验载荷优化分配

现代飞机结构设计，对全尺寸结构疲劳试验的技术及精确性要求也越来越高。正确施加疲劳载荷，尽可能准确地反映结构真实内力是至关重要的。国内的载荷优化分配研究尚处于初步研究及技术实施阶段。依据试验加载的试验条件和杠杆分配原理，按照主承力切面内力高精度控制原则，通过区域划分，疲劳试验载荷谱优化、加载点载荷等效及误差评估，来实现整个优化过程，并进行了程序开发。     

热振环境下钛合金薄壁结构疲劳寿命

由于钛合金薄壁结构长时间在飞行热振环境下结构内部产生不断变化的应力,可能引起结构疲劳失效,因此借助振动试验台搭建了高温振动疲劳测试系统,测定了20、150℃和300℃温度条件下钛合金悬臂薄板结构的随机振动S-N疲劳曲线,并建立了上述温度条件下钛合金悬臂薄板结构的疲劳寿命预测表达式,根据其计算得到的预测寿命与试验件的实际寿命相比误差较小,300℃、45.36 MPa应力水平下误差仅为3.76%。该方法可用于高温随机振动载荷作用下结构的疲劳性能和寿命预测研究。     

腐蚀条件下LD2航空铝合金裂纹扩展规律研究

 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。     

装配公差对结构疲劳可靠性寿命的影响

针对工程制造中的紧固孔超差问题,根据飞机典型部位的结构连接形式,设计三组不同紧固孔直径的疲劳对比试验,得到了这三组试验件的对数均值寿命和标准差.通过疲劳分散系数和结构对数寿命标准差的推导,研究了装配公差增大对连接件疲劳可靠性寿命的影响,得到了装配公差允许的额外增大量与给定载荷条件下结构对数寿命标准差σs的关系,并在疲劳...     

腐蚀环境下材料的疲劳缺口系数

采用当量加速环境谱对LY12CZ铝合金材料进行了不同年限的加速腐蚀试验,并对腐蚀后的试件进行疲劳试验,根据试验数据,对不同腐蚀年限下试件的疲劳缺口系数Kf和DFR值进行了计算,并研究了其随腐蚀年限变化的规律。     

基于DFR的战斗机疲劳关键部位日历寿命设计方法

战斗机疲劳关键部位日历寿命难题的核心在于缺少具有普适性的日历寿命设计方法。为此，首先基于战斗机飞行载荷特征，分情况讨论了地面停放、低空飞行、高空飞行时环境对战斗机结构疲劳性能的影响。其次基于腐蚀条件下战斗机结构耐久性设计DFR法及疲劳损伤累积理论，建立了战斗机结构日历寿命分析模型，并从服役环境、飞机类型、材料及结构的角度分析了日历寿命影响因素。然后基于此模型建立了战斗机疲劳关键部位日历寿命设计方法，并且通过与传统日历寿命评定技术的对比及某型战斗机外翼2墙日历寿命设计示例，阐明此法的可行性、适用性及优越性。     

IC10单晶高温合金室温和750℃高周疲劳行为

在涡轮叶片服役过程中,疲劳是其失效的重要原因之一,而已有研究主要针对不同应变速率下IC10合金1 100℃低周疲劳性能展开,本文研究定向凝固IC10单晶高温合金静态空气介质环境下室温和750℃高周疲劳性能。在应力比R=-1、f≈83.3Hz条件下,进行高周疲劳试验,并利用扫描电镜对疲劳断口进行观察;基于试验观测结果,讨论室温和750℃下IC10单晶高温合金高周疲劳性能差异的内在机制。结果表明:IC10单晶室温疲劳强度为288 MPa,750℃疲劳强度为416 MPa;裂纹萌生于试样表面或近表面缺陷处,断口主要由裂纹萌生区、稳态扩展区和组成。     

薄壁杆件连接部位疲劳寿命计算与试验研究

通过铆接结构组合件的疲劳寿命计算和试验，研究了两薄壁杆件连接部位沿杆件纵向紧固件个数对结构疲劳寿命的影响。研究结果表明：当进行薄壁杆件的连接强度设计时。在满足静强度连接要求下，沿杆件纵向每行设计4～6个紧固件，可使连接部位具有较好的疲劳品质。     

基于损伤力学预估点蚀疲劳寿命有限元法

飞机使用环境谱的不断变化会对机体结构造成腐蚀损伤,工程上难以在外场环境下进行实时损伤检测与疲劳性能试验。点蚀作为腐蚀的初始阶段,危害性大,部位也难以预测。采用损伤力学和有限元相结合的方法,以材料疲劳S-N数据为基础,将点蚀损伤认为是一种初始缺陷,建立基于损伤力学假设的点蚀损伤疲劳寿命预估方法,并提出一种改进型损伤参数反演方法。对点蚀疲劳失效过程进行数值模拟,模拟结果与试验结果吻合,证明该方法应用于金属材料点蚀疲劳问题中是合理的、可行的,为后续实际预腐蚀损伤疲劳研究奠定了基础。