直升机部件疲劳试验中裂纹诊断测试技术的应用研究

在直升机部件的疲劳试验及强度研究中,利用声发射技术监测可以更早地发现裂纹的萌生、位置及扩展情况,能有效地发现损伤部位和损伤程度。改进及提高声发射技术对疲劳试验状态下的裂纹检测效率和精度,是准确评估直升机各重要构件寿命的关键。本文基于将声发射技术应用到直升机部件疲劳裂纹检测中,对噪声的抑制进行了研究。     

声发射技术在直升机疲劳试验裂纹检测中的运用

随着声发射技术的发展,声发射技术在工程无损检测上的运用日益广泛。本文对声发射技术的应用现状、基本理论及在直升机疲劳试验裂纹检测中的应用进行了介绍,以期让更多的直升机行业的技术人员对声发射技术有个基本了解。     

声发射技术在直升机桨叶大梁疲劳试验裂纹检测中的应用

本文介绍了声发射技术在直升机桨叶大梁疲劳试验裂纹监测中的应用,并分析了现场试验中遇到的几种干扰及其辨别。这些干扰源包括电磁波、试件与工作台的摩擦、撞击等等。     

铝合金疲劳试验的声发射滤波技术研究

介绍了声发射技术在铝合金结构试件疲劳试验中的应用;采用声发射信号滤波处理技术进行铝合金疲劳试验研究。通过分析和实验可以确定,采用声发射信号滤波技术能够对结构件疲劳裂纹的萌生和扩展做出判断。     

声发射在整体壁板疲劳试验中的应用

进行了飞机结构整体壁板疲劳试验的声发射监控研究。整体壁板试验件选用航空上常用的铝合金材料。试验采用常幅载荷谱,用声发射技术监测疲劳裂纹的萌生。通过对采集的计数、能量、事件以及幅值等声发射信号进行参数分析,预报了疲劳裂纹萌生的时间。结果表明,材料裂纹萌生和扩展时有很明显的声发射现象,声发射技术能够准确预报金属飞机结构疲劳裂纹的萌生和扩展,从而为飞机结构的疲劳和损伤容限设计提供参考。     

TC18钛合金疲劳断裂过程声发射信号特征分析

声发射技术通过实时监测结构服役过程中发出的声发射信号,判断结构是否出现损伤,是一种重要的在线监测损伤的技术。为了明确TC18钛合金在疲劳试验中产生微裂纹、裂纹扩展及断裂等过程中声发射信号的特性,设计TC18钛合金试验件,进行其疲劳试验并全程采集声发射信号;采用参数分析方法,得到声发射信号在时域、频域方面的参数特征。结果表明:在裂纹萌生及扩展阶段,声发射信号幅值为40~65dB,低于相同条件下铝合金的信号幅值;在200~280kHz频段上,裂纹萌生阶段与后续过程的能量分布存在较大差异。结合上述研究结果,给出TC18钛合金试验件声发射监测的参考原则。     

声发射技术在试件疲劳试验中的预警作用

将声发射动态无损检测技术引入试件疲劳试验中,通过对试验过程中声发射信号的分析,获取试件的初始裂纹数据.证明声发射技术可以发现试验中试件的初始裂纹,并对其破坏具有预警作用.     

声发射监测技术在损伤容限试验中的应用

在某型飞机疲劳关键部位全尺寸盒段损伤容限试验过程中,综合利用声发射技术及常规检查方法,监测裂纹的萌生及扩展。利用有限元数值模拟技术模拟裂纹扩展速率,结合损伤监测情况,确定合理的裂纹检查周期,确保试验获得准确有效的试验数据。通过数值模拟及试验验证证明了声发射监测技术在损伤容限试验中的有效性。     

疲劳裂纹萌生的声发射信号特征研究

进行了疲劳裂纹萌生的声发射监测技术试验研究。试验件选用航空上常用的铝合金材料,对不同形式的结构细节进行疲劳试验,获取不同形式试验件裂纹萌生的声发射信号,用参数分析对这些信号进行了分析。预报裂纹萌生的时间,从而为结构部件以及全尺寸结构疲劳试验的损伤监测提供参考。     

声发射技术在D6AC钢研究中的应用

本文讨论了声发射技术在D6AC钢断裂韧性试验、应力腐蚀试验和焊接延迟裂纹试验中的应用情况。结果表明,声发射技术可成功地用于测定D6AC钢断裂韧性中的开裂点与失稳点。声发射技术可以为D6AC铜应力腐蚀裂纹的扩展提供详细信息。对于检测D6AC钢的焊接延迟裂纹来说,声发射技术也是一种十分灵敏的检测工具。     

飞机主梁疲劳裂纹萌生声发射信号的识别方法

 提出利用多参数识别和相关技术在高背景噪声环境下获取裂纹萌生所产生的声发射信号,并在试验进行到近 5 0 0 0 fh时预报出主梁螺栓孔长度不足 0 .5 mm裂纹的萌生     

随机载荷谱下基于声发射的耳片接头疲劳裂纹识别方法

作为航空结构中传递集中载荷的关键部件,耳片接头的失效将会带来灾难性的后果,因此需要通过疲劳试验来验证其是否满足设计要求。声发射（AE）作为一种在线监测手段,能够及时捕捉接头裂纹萌生扩展进程,提升试验质量。然而,在随机载荷谱下,会产生大量极其复杂且毫无规律的声发射信号,致使传统的基于特征提取及参数滤波的声发射数据分析方法难以发挥作用,无法有效识别接头裂纹的萌生。因此,本文提出了一种随机载荷谱下疲劳裂纹的声发射识别方法,该方法利用随机载荷谱的分布特点,通过分析不同载荷谱块下相同循环时段所对应的声发射信号表象差异来发现、锁定异常,并结合定位分析与干扰排除分析,确定裂纹的发生时间及位置。通过疲劳试验,该方法的有效性得到了证实,因而可为随机载荷谱下的相关航空结构试验提供参考。     

机体结构AE信号的统计分析研究

对机体结构声发射数据的表征参数进行分析,建立了数据处理的统计模型,并运用该模型分析了某型飞机全机疲劳试验和某现役飞机随机机载声发射监测数据,提出了结构损伤判据,可供实际应用。     

民用飞机气密腹板裂纹研究

民用飞机气密腹板主要承受机舱内部的气密载荷,气密腹板在面外气密载荷循环作用下可能发生疲劳破坏,产生裂纹,为研究气密腹板的疲劳性能,提出了一种裂纹预测分析方法,并通过疲劳试验验证方法的可行性。根据飞机气密腹板结构的传力特征和试验测量结果,确定了气密腹板疲劳典型部位和循环受载严重工况。选取疲劳典型部位腹板格子(包含连接紧固件),以六面体单元为最小单元建立精细有限元模型,进行仿真分析,分析得到裂纹发生位置以及裂纹发生机理和实际检测结果一致。基于细节疲劳额定值(detailed fatigue rating,简称DFR)法和疲劳检查表,进行气密腹板疲劳寿命分析,采用NASGRO软件进行气密腹板裂纹扩展寿命分析,裂纹萌生并扩展到临界裂纹长度的疲劳试验循环次数接近裂纹发现时次数,且理论分析偏保守。     

应用声发射检测复合材料桨叶疲劳损伤的技术研究

随着材料技术的发展，复合材料在直升机上运用越来越广泛。由于复合材料的损伤模式与金属材料有很大的区别，因此，了解复合材料破坏判据对复合材料零部件的定寿具有决定性的作用。本文介绍了声发射技术的基本理论、应用现状和声发射技术在复合材料桨叶疲劳试验中的应用研究。     

弯曲载荷下薄壁结构疲劳裂纹扩展性能

对某飞机座舱盖侧型材与锁环连接部位的疲劳裂纹扩展性能进行了研究。该结构区别于常见薄壁结构的特征是承受较大的弯曲载荷,使得利用薄板I型裂纹扩展的常用方法进行寿命分析会产生较大的误差。为了研究弯曲载荷下薄壁结构的疲劳裂纹扩展性能,开展了带孔板和侧型材结构模拟件的疲劳裂纹扩展试验。通过有限元仿真分析,研究了弯曲载荷对裂尖应力强度因子的影响,提出了一种当量应力强度因子变程公式;对本文所涉及的2种类型受弯曲载荷作用的试件,裂纹扩展寿命预测结果与试验吻合较好。研究表明,在相同的名义应力和裂纹长度下,薄板受弯时裂纹应力强度因子、裂纹扩展速率远低于受拉的情况;结构受到弯曲载荷时,锁环对连接部位的应力有显著的抑制作用,可以减缓疲劳裂纹的扩展;此外,合理的结构设计能够增加关键部位受弯时的疲劳裂纹扩展寿命。