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。     

多点裂纹起始过程的计算机模拟

在多点裂纹起始的情况下,可以观察到多个微观裂纹的萌生和早期扩展,所以宏观裂纹形成的寿命估算是比较复杂的。本文介绍一种二维计算机模型,模拟一种马氏体钢F82H的多点裂纹起始过程,损伤的累积程度通过单位面积裂纹密度表示,微裂纹萌生循环数通过Tanaka-Mura公式确定。该模型可以模拟材料的微观结构参数(如晶粒尺寸和取向)对裂纹萌生寿命的影响,给出定量的寿命估算表达式。模拟的裂纹密度和循环数的关系与试验结果符合得相当好。     

某型飞机中央翼前梁框处纵梁断裂分析

简述了金属结构件断裂的几种模式和机理，通过对断口的宏观、微观分析，确定了裂源位置和裂纹扩展走向，对扩展寿命进行了反推计算，并对首先开裂断面进行了最大疲劳应力范围估算，最后分析了纵梁失效的原因。     

安—24飞机延寿疲劳试验中裂纹临界长度和扩展寿命的计算

在飞机结构疲劳试验中,正确地给出裂纹的临界长度和扩展寿命是圆满完成疲劳试验,并保证损伤后的飞机能够通过剩余强度试验的关键环节。本文采用能量释放率法计算了安-24飞机延寿疲劳试验中主要裂纹的应力强度因子.并确定了临界长度和扩展寿命。这为适时结束安-24飞机疲劳试验,进行l审j余强度试验提供了理论分析依据,这里所给出的确定裂纹临界长度和扩展寿命的分析方法,对飞机结构疲劳试验和剩余强度试验有较高的参考价值;同时,这种分析方法对服役飞机出现裂纹后正确确定检测周期也具有一定参考价值。     

超声疲劳裂纹扩展性能的计算与分析

简述了超声疲劳试验机的工作原理以及应用超声疲劳试验技术研究工程结构材料疲劳裂纹扩展性能的实验方法。通过三维有限元计算及动态模态分析,研究了包括整体裂纹扩展试件及聚能器在内的振动体的应力、应变场和位移场,导出了确定裂纹尖端应力强度因子的位移法和能量法,并对这两种计算分析方法的特点以及所得到的结果进行了分析对比。计算与分析结果表明,应用能量法研究超声疲劳载荷下的裂纹尖端应力强度因子及疲劳裂纹扩展性能,具有简明和计算精度高等突出优点。      

疲劳裂纹扩展参数的寿命反推方法

为解决腐蚀疲劳条件下无法由断口判读获得(a,N)数据集以确定裂纹扩展公式参数的问题,提出了确定疲劳裂纹扩展参数的寿命反推方法。通过与用(a,N)数据集全部数据拟合结果的比较,证明该方法在指数b=1的情况下适用,而在b≠1时偏差较大;指定破坏概率的载荷循环数和裂纹长度的比较结果,说明该方法的结果可用于概率损伤容限分析。      

断口反推技术在飞机结构损伤容限中的应用

本文以某机翼疲劳试验时下壁板油泵口边缘螺栓孔实测裂纹扩展数据为例,对断口反推方法、原理进行了探讨,对其在疲劳损伤容限方面用来确定裂纹扩展周期、裂纹扩展曲线以及确定初始裂纹长度等方面的应用做了进一步深入分析、论证,并提出了自己的见解。     

随机载荷作用下元件断裂可靠性的裂纹长度模型

研究了随机载荷条件下元件断裂可靠性计算的方法,给出了一般和特殊条件下元件断裂可靠性的计算方法,并采用Monte Carlo法模拟裂纹在随机载荷作用下的随机扩展.通过对模拟计算结果的统计分析得出任意给定时刻疲劳裂纹尺寸的分布,以及临界裂纹尺寸的分布,并提出用修改了的裂纹长度模型计算裂纹在随机扩展中的瞬时可靠度和过程可靠度.     

钛合金超高周疲劳性能试验研究

采用ANSYS软件进行模态分析和谐响应分析,确定钛合金(TC17)试样尺寸和试验加载频率。利用弯曲疲劳试验系统进行试样在室温20kHz条件下的超高周疲劳试验。通过分析试验数据,计算得到p-S-N曲线,发现在大于107循环时,试样不存在传统意义上的疲劳极限。运用Paris模型从理论上计算得到钛合金(TC17)试样裂纹扩展寿命,发现其不超过中值疲劳寿命的2.1%。     

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。     

机械加工引起桨毂轴套耳片疲劳裂纹分析

本文对某机型尾桨毂轴套耳片疲劳裂纹产生的根源,着重从影响产品疲劳特性的结构设计、设计选材,载荷及生产工艺等主要因素进行了分析。通过理论分析认为,引起疲劳裂纹的最大可能性是工艺加工所致。经过产品的断口分析及取样测试,确认为机械加工粗糙,有关尺寸不符合图纸要求,是这次疲劳裂纹产生的直接原因。     

轻、重腐蚀涡轮盘榫齿高温复合疲劳试验研究

针对某型发动机二级涡轮盘榫齿裂纹故障,设计了一套新型试验加载方案,对涡轮盘枞树型榫槽进行了高温复合疲劳试验研究,得出了多通道传力结构的复合疲劳裂纹扩展规律,进而对比了轻、重两种腐蚀状态的涡轮盘榫齿高温复合疲劳寿命,给出了重腐蚀盘较轻腐蚀盘的寿命明显降低,且分散性大的结论,为制订轮盘腐蚀判废标准提供了依据。     

图像处理技术在疲劳裂纹长度测量中的应用

研究材料的疲劳断裂特性,对产品结构设计和寿命预估计具有重要意义。试验中常需测量裂纹扩展长度,以确定裂纹长度与循环载荷次数的关系。在多孔铝合金板疲劳试验过程中,采用先进的图像数据采集和处理技术来测定疲劳裂纹的实际长度,拍摄不同循环次数下疲劳裂纹扩展的CCD图像;基于MATLAB软件,采用OTSU算法和形态学方法,把CCD图像转换成二值图并进行细化处理,得到裂纹扩展骨架图;用链码方法计算出裂纹像素长度,最后根据标定系数便可获得裂纹的实际长度。与显微镜测量裂纹方法比较,该方法具有精度高、非接触、可保存裂纹扩展状态等特点。     

方向舵蒙皮的壁板颤振分析

针对某飞机出现的方向舵蒙皮壁板颤振故障引发的振动疲劳裂纹问题，进行了相关的分析计算和修改方案。利用MSC．NASTRAN软件，建立了计算壁板颤振的有限元模型，取前15阶固有振动模态构建模态坐标系下的颤振方程。选用ZONA51超声速气动力计算程序分析壁板的气动力，采用空气密度折半的方法来模拟壁板单面承受气动力的情况。计算结果表明，方向舵蒙皮发生了壁板颤振。通过对方向舵蒙皮结构修改方案的进一步分析，表明修改方案能够满足壁板防颤振设计的要求，并且具有相当大的安全裕量。     

航空用高强高韧铝合金疲劳断口特征的研究

采用金相显微镜、扫描电镜及能谱分析对T7451状态7B04铝合金疲劳断口进行了研究,揭示了该合金疲劳裂纹萌生与扩展的微观特征。合金的疲劳断口可明显划分为疲劳裂纹源区、裂纹稳定扩展区及瞬断区三个区域:疲劳裂纹从材料夹杂(大小约为(7~10)μm×(11~14)μm的富铁脆性金属间化合物粒子)处萌生,在样品表面或近表面区域形成后呈放射状扩展;疲劳裂纹扩展区可以观察到疲劳破坏的一些典型特征;瞬断区的断口形貌跟静载断裂相似,形成不平坦的粗糙表面。     

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.     

铝合金表面疲劳裂纹深度测试

本文运用电位降原理测量构件表面疲劳裂纹的深度,建立了外测相对电压值与自然裂纹深度以及缺陷面积之间的联系。同时还给出了描述裂纹在疲劳扩展过程中的前缘位置和瞬时应力强度因子的方法。为对结构进行封闭式断裂分析提供了条件。     

涡轮盘小孔损伤容限寿命预估

本利用二维有限元素法和裂纹表面位移法相结合，求解某型机涡轮盘小孔边缘裂纹的K1值，并根据材料的断裂韧性值及裂纹扩展速率，对孔边裂纹的扩展规律及疲劳寿命进行预测。     

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。     

飞机结构的腐蚀疲劳及其控制

简述了环境介质对飞机结构疲劳裂纹形成和扩展的影响，讨论了腐蚀疲劳扩展的特点，从工程实践出发推荐了用于工程结构腐蚀疲劳裂纹扩展分析的基本方程。