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对2024-T3铝合金板材中心孔试样进行了疲劳裂纹扩展行为及寿命预测的理论和试验研究.采用疲劳条带与显微镜观测相结合的办法获得试样在块谱作用下孔边自然萌生裂纹扩展的α-N数据,并通过对断口的SEM观察获取试样的初始缺陷形状.利用基于裂纹闭合的小裂纹扩展分析程序FASTRAN3.9对试样α-N数据进行反推,建立了描述孔边裂纹细节原始疲劳质量的当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布.以该分布为基础,采用FASTRAN3.9对试样进行了恒幅载荷下试样的中值疲劳S-N曲线的预测,预测结果与试验验证结果吻合较好. 相似文献
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在飞机结构的设计定型阶段,要综合考虑载荷谱和结构特性的分散评估机群的可靠寿命。为此,进行了某型飞机结构细节的TA15M钛合金模拟试件在3个单机谱下的耐久性试验,断口判读得到主裂纹扩展(a,t)数据,反推得到了当量初始缺陷尺寸(EIFS)。对比分析表明,载荷谱分散对EIFS分布参数无影响,估计得到了通用EIFS分布参数。建立了考虑载荷谱分散的裂纹扩展对数正态随机变量模型及参数估计方法,由此确定裂纹超越概率并进行损伤度评估,建立了综合考虑载荷谱和结构特性分散的概率断裂力学方法(PFMA)。 相似文献
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本文提出飞机结构可靠性分析的基本公式。在公式中,针对单危险部位结构,综合考虑了结构静强度,初始裂纹长度,疲劳裂纹的萌生、扩展与失稳,结构残余强度,载荷统计分布,裂纹检出概率、检查周期,意外损伤,事故讯息等因素。用此数学模型,可以定量地分析各种因素对可靠性的影响,并对飞机结构各种疲劳设计准则进行评价。 相似文献
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为了对工程断裂关键件进行全面的损伤容限分析,需要发展一种能够考虑小裂纹阶段的疲劳裂纹扩展数值分析方法。在Paris公式的基础上基于镍基粉末高温合金小裂纹扩展行为特点,提出了一种小裂纹加长裂纹阶段的裂纹扩展物理力学过程描述,并以此建立了裂纹扩展速率模型。同时考虑到工程应用,将该模型通过FRANC3D软件的用户子程序,与有限元方法结合,构建了一种可分析实际工程结构例如航空发动机涡轮盘上疲劳裂纹扩展的数值分析方法。针对带初始缺陷的FGH96合金标准试棒进行了裂纹扩展数值分析,并与开展的裂纹扩展寿命实验进行了对比。数值计算结果与实验结果吻合较好,表明该方法能够充分考虑小裂纹阶段的裂纹扩展行为特点,适用于分析工程结构疲劳裂纹扩展的全过程。 相似文献
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当前航空工业的发展对于超高强铝合金材料的需求十分迫切,实现该材料的国产化并达到良好的质量效果至关重要。为了对中国航空工业中常用的7XXX新型铝合金材料的原始疲劳质量(IFQ)进行评估,选取裂纹萌生时间(TTCI)和当量初始缺陷尺寸(EIFS)作为对比参量,分别对中国飞机机翼用7XXX紧固孔试件和俄系BXXX紧固孔试件开展了低、中、高3种应力水平下的疲劳试验,通过对比分析得到了两种试件在不同应力水平下的TTCI趋于一致,最大仅相差3.71%;得到了每个试件的EIFS,应用疲劳统计学方法验证了两种试件材料各自的EIFS值无显著性差异;提出了一种不同超越概率下的结构细节当量初始缺陷模型,直接有效地对飞机结构细节的质量风险进行了评估;建立并对比分析了两种试件结构细节的通用EIFS分布,结果均小于中国军用手册规定的0.125 mm,且在超越概率为5%时,7XXX材料的通用EIFS值要小于BXXX材料的通用EIFS值。 相似文献
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结构连接件疲劳损伤容限全寿命设计方法 总被引:2,自引:0,他引:2
通过对结构疲劳裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命的研究,提出了连接件疲劳全寿命的计算方法。本文分别研究了连接件的裂纹形成寿命和扩展寿命,研究了试片裂纹形成寿命与扩展寿命之间的关系,提出了用试片的S-N曲线确定连接件裂纹形成寿命的修正方法。通过典型连接件的计算给出了连接件的全寿命,并与试验结果进行了对比,得到了较好的吻合。本文希望通过典型连接件全寿命研究提出一种更合理、可靠的连接件疲劳分析的工程方法,经试验结果验证这种方法是可行的。 相似文献
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以Paris公式和Walker公式为基础,提出两种适用于全范围的疲劳裂纹扩展速率表达式,它们考虑了应力比和门槛值对疲劳裂纹扩展规律的影响,揭示了疲劳裂纹扩展在不同阶段的不相同的变化规律,同时又兼顾损伤当量折算要求。能较好地评估低载损伤不可忽略情况下结构的使用寿命和维修周期,有重要的工程实用意义。 相似文献
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依据疲劳分析中的细节疲劳额定值法,提出了一种针对纯剪状态下飞机典型壁板结构的屈曲疲劳分析方法。采用整体垫板形式设计典型壁板试验件,避免“对角拉”方式施加剪切载荷时的非关键区破坏;建立剪切屈曲疲劳状态下细节疲劳额定值的分析模型,并给以试验验证;分析结构屈曲疲劳破坏模式,给出结构破坏及裂纹扩展特征,为结构抗屈曲疲劳设计提供技术支持。结果表明:屈曲疲劳的破坏多由于铆钉处受弯曲应力和剪切应力双重影响造成;起裂裂纹沿着垂直于屈曲波的方向扩展,当裂尖靠近屈曲波中心时,扩展速率急速增长;结构屈曲临界载荷随循环次数的增加而减少;提出的屈曲疲劳分析模型是合理可行的,这为结构后屈曲状态下的疲劳评估提供一种便利的工程算法。 相似文献
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本文在综合考虑裂纹检出概率、检查间隔、初始裂纹尺寸分布,裂纹扩展、剩余强度分布等因素的条件下,提出了基于概率断裂力学原理的主副梁式机翼结构的破坏危险性分析方法。并以某型飞机机翼为例,进行了数值计算。结果表明:副梁疲劳寿命对主梁的破坏危险性有显著影响。 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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以确定性疲劳裂纹扩展分析为基础,推出了一种多裂纹扩展分析的新方法———变量优化法.给出了两种典型结构细节多裂纹扩展分析结果,结果表明:变量优化法比工程试凑法更有效,精度更高,比解非线性方程组法更符合工程实际,更容易被人们所接受。 相似文献