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。     

机身蒙皮孔边裂纹修理的损伤容限评定

针对某型飞机机身蒙皮天线通过孔出现的裂纹,给出了具体的修理方案,结合结构几何特点和受载形式建立了修理结构的有限元细节模型,利用损伤容限分析流程及方法,进行了裂纹扩展分析和剩余强度分析,给出了开裂部位的裂纹扩展寿命和检查周期。分析结果显示,给定的修理方案满足损伤容限设计要求。该损伤容限分析流程及分析方法可以为此类结构修理的损伤容限评定提供参考。     

复合材料盒段耐久性损伤容限试验研究

以冲击损伤容限设计思想为基础,按冲击压缩破坏曲线的门槛值确定设计许用值进行设计的复合材料结构,一般认为“静力覆盖疲劳”和“损伤不扩展”的结论成立,DAC8号复合材料机翼的设计遵循了这一设计思想。为验证上述结论选取复合材料机翼主受力盒段即油箱盒段,进行了耐久性损伤容限试验研究。结果表明,引入8～15J人工冲击损伤4处,并在1.15倍加重谱下进行了2倍寿命耐久性试验和2倍寿命损伤容限试验的结构,其剩余承载能力仍达到无损结构承载能力的80％以上,且试验过程中和试验结束后的无损检测均未发现预制的人工损伤发生扩展,证实了“静力覆盖疲劳”和“损伤不扩展”结论的正确性。     

起落架结构损伤容限设计初步探讨

本文探讨了有关起落架结构损伤容限设计的强度设计逻辑程序。给出了损伤容限要求,疲劳使用载荷谱及环境腐蚀影响的疲劳分散系数,以及依据表面裂纹长度估算深度公式。探讨了用由裂纹扩展速率积分而得的S-N曲线按Miner理论进行结构断裂分析方法。给出了用裂纹扩展增量描述的疲劳损伤,以及按裂纹扩展损伤等效原则的试验应力谱折算公式。     

含多裂纹结构的概率损伤容限评定方法

将概率断裂力学理论与损伤容限／耐久性设计方法有机地结合起来,考虑结构初始疲劳裂纹尺寸及其扩展过程的随机性,建立了裂纹相互独立条件下的多裂纹结构的全寿命概率损伤容限评定模型,并成功地运用于机翼主梁的可靠性评定,给出指定疲劳寿命下的安全可靠度或指定安全可靠度下的安全疲劳寿命。     

粉末冶金盘损伤容限的边界元分析

采用边界元法建立了裂纹扩展分析模型,对FGH95粉末高温合金标准紧凑拉伸(CT)试样的裂纹扩展试验结果进行了数值模拟,计算结果与试验吻合很好,表明分析方法的准确性及可行性.在对粉末高温合金缺陷数据分析的基础上,建立了粉末盘损伤容限边界元分析模型,对其裂纹扩展寿命进行了评估.研究表明:边界元法在损伤容限分析中的实现便捷可行,可应用于复杂构件裂纹扩展特性的工程分析,与传统预测方法相比,能够给出更为合理的寿命结果.      

一种满足破坏危险性指标的基于裂纹扩展寿命分布的损伤容限分析方法——分析方法Ⅱ

给出了一种破坏危险性指标的概率损伤容限分析方法。该方法建立在裂纹扩展寿命分布基础上。该方法由裂纹扩展寿命分布和平均裂纹扩展曲线结合破坏危险性指标确定损伤容限检查间隔，该分析方法可用于整体壁板的损伤容限分析。     

飞机长寿命设计与评定技术研究

简述了某型教练机长寿命设计与评定技术。在设计各阶段对飞机结构进行抗疲劳耐久性细节设计与研究,严格控制结构设计细节;在寿命评定阶段通过载荷谱飞行实测而编制出真实可靠的载荷谱,进行疲劳/损伤容限分析、全尺寸疲劳/损伤容限试验,验证了某型教练机达到了8000飞行小时的寿命指标。所取得的技术成果,为今后的长寿命飞机研制提供了技术支持。     

某飞机机翼下壁板搭接区损伤容限分析

为了获得某飞机机翼下壁板搭接区铆钉孔损伤容限特性,依据搭接区基本结构,结合国军标损伤容限的具体要求,在初始角裂纹模式下,采用商用损伤容限分析软件NASGRO对结构在损伤容限谱载下进行了分析。同时对不同裂纹长度下结构的剩余强度进行了计算,得出了裂纹扩展长度和剩余强度随时间变化的曲线。本文的分析方法可用于飞机其它部位的损伤容限分析。     

机身加筋壁板复合加载损伤容限性能试验

为研究机身加筋壁板裂纹扩展规律和剩余强度特性,按照机身壁板承受内压和轴拉载荷边界条件的要求,设计并制造试验装置,通过静力试验验证了试验方案的正确性和合理性。损伤容限试验结果表明:纵向裂纹沿直线扩展,左右两侧裂纹扩展对称性较好,半裂纹长度小于80mm时呈缓慢裂纹扩展特性,该裂纹可检性好,检出概率较高;纵向裂纹失稳扩展导致最终破坏,在最远的框处呈现"T"字状的裂纹扩展破坏模式。研究结果可为新型客机机身结构损伤容限分析与设计提供数据支持。     

飞机典型结构细节——紧固孔随机裂纹扩展分析

根据7475T761铝合金犬骨型试样在随机谱载荷作用下的试验结果,采用两种随机裂纹扩展分析的方法,即通用的和解析的分析方法,研究了飞机典型结构细节——紧固孔中疲劳裂纹扩展的概率累积损伤,给出了概率裂纹扩展轨迹、裂纹扩展损伤累积分布及裂纹超出数的概率。试验结果与预测结果的比较表明,两者十分吻合,能满足工程精度的要求,为飞机结构的耐久性和损伤容限评估提供了适用的分析手段。     

飞机结构腐蚀管理全寿命模型研究

针对当前飞机的腐蚀损伤评估模式,构建了一种较为合理的腐蚀管理全寿命分析模型。该模型可将全寿命阶段飞机结构可能遭受的各种腐蚀形态、MSD和结构材料性能随时间的退化作为变量纳入到一个框架中,提高了分析精度和可靠性,为新机定寿和老龄飞机延寿提供技术支持;方法具有一般性,可推广到其他装备结构寿命评定中。     

多裂纹结构中的多部位／多元件相互影响因子

多裂纹损伤严重影响飞机连接结构的损伤容限能力,针对多裂纹损伤结构引入了多部位相互影响因子（MSIF）和多元件相互影响因子（MEIF）的概念,以此来反映裂纹之间的相互影响,并给出了获得这两个影响因子的有限元计算过程。对典型的含多裂纹结构进行了模拟计算,获得了不同开裂状态下各裂纹尖端处的多部位相互影响因子和多元件相互影响因...     

一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法

为保障直升机被弹击后仍具备充足时间供直升机安全降落,亟需对弹击后传动轴进行损伤容限设计,确保其被击中后仍拥有足够的剩余疲劳寿命.本文提出了一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法,可有效预测弹击损伤后的疲劳裂纹扩展寿命.采用该方法对尾传动轴进行弹击动力学仿真分析;其次,发展一种非标准断裂韧度测试方法以获取尾传动轴的断裂...     

民用飞机蒙皮加筋壁板损伤容限分析方法探讨

主要介绍了民用飞机蒙皮加筋壁板损伤容限的分析方法,以中间筋条断裂的两跨纵向裂纹为例,将影响结构损伤容限特性的因素分为三部分进行计算,分别是加筋效应、鼓胀效应以及应力分布效应,最终得到相对应的裂纹尖端的应力强度因子并且进行裂纹扩展分析及剩余强度计算。文中选取实例采用这种方法进行计算,并将计算结果与试验数据对比,两者吻合较好,说明了本方法的可行性及实用性。     

民用飞机机身蒙皮修理的广布疲劳损伤试验研究与有限元分析

为了研究民用飞机机身蒙皮修理的广布疲劳损伤特性,设计试验件进行试验研究,并对其进行有限元分析。结果表明:机身蒙皮修理连接区的初始裂纹的萌生位置基本上是等概率随机产生的;在多裂纹的共同作用下,导致结构剩余强度降低,引起裂纹萌生的加速和竞争效应,最终导致连接区破坏;损伤容限分析得到的主裂纹扩展曲线与试验结果趋势吻合,但计算结果较小、趋于保守。     

某机平尾大轴断裂损伤容限评定分析

根据某机平尾大轴在做疲劳试验时突然发生完全断裂,究其原因进行了损伤容限评定分析,并得出了分析结论:由于管壁腐蚀穿透裂纹已大于疲劳载荷谱工作应力所对应的临界裂纹长度,因此裂纹产生了不稳定扩展,换句话说,也就是疲劳载荷谱工作应力已大于腐蚀裂纹长度所对应的剩余强度要求值,因此导致了该大轴突然发生快速断裂。     

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。     

钛合金结构损伤容限设计可行性研究

对飞机结构常用金属材料损伤容限特性进行了对比分析,针对TC4和TA15损伤容限特性较差的缺点,研制出两种超低间隙（ELI）钛合金TC4ELI和TA15ELI,并对其进行结构损伤容限设计可行性论证。进行了两种超低间隙钛合金和普通钛合金裂纹扩展寿命、剩余强度和疲劳全寿命对比实验。实验结果表明：具有片层组织的超低间隙钛合金相对于普通成分钛合金断裂韧性和裂纹扩展特性有明显改善,剩余强度和疲劳全寿命相当;应力水平相当时,超低间隙钛合金工程可检裂纹扩展寿命比航空结构中常用铝合金稍长。因此,对于超低间隙钛合金TC4ELI和TA15ELI可以进行损伤容限设计。