腐蚀环境下的概率裂纹扩展分析

给出了裂纹扩展的概率方法，完成了3种加载频率的腐蚀疲劳裂纹扩展试验。用概率方法研究了加载频率对腐蚀疲劳裂纹扩展速率的影响，给出了在给定时间内的裂纹尺寸分布和在给定裂纹长度时的寿命分布。结果表明随着频率的增加，腐蚀的影响减小。预测结果与试验结果比较吻合，可以为飞机结构的损伤容限设计提供参考。     

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。     

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。     

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。     

某型飞机翼身主交点框下部疲劳寿命试验

介绍了某型飞机翼身主交点框下部疲劳寿命的试验方法及其结果, 还介绍了考虑预加高载对结构疲劳寿命影响的元件疲劳寿命试验。文章指出, 随着飞机使用范围的扩大, 环境影响引起的材料腐蚀损伤已成为飞机机体结构的致命杀手。在主交点框下部发生的环境腐蚀疲劳裂纹问题就是一个实例, 必须引起飞机总设计师和广大设计人员的重视。     

目视及X射线检测裂纹概率曲线测定

无损检测是保证飞机结构的可靠性与维修性的重要手段之一。介绍了常用的检测方法目视及X射线检测裂纹概率测定，通过一定量的试验，得出了95％置信水平下裂纹检出的统计结果，可指导今后同类结构的检测，同时为损伤容限设计，结构维修提供依据。     

B737CL和BS727加强框中央缘条裂纹研究

低频交变机身增压载荷、材料应力腐蚀敏感性及腐蚀环境，是B737CL飞机BS727加强框中央缘务普遍存在腐蚀疲劳裂纹的根本原因。为了确保飞机持续适航性、大幅度降低维修成本。在详细分析BS727加强框中央缘吾裂纹形成原因的基础上，确定了裂纹预防和控制方案。     

铝合金腐蚀疲劳机理与腐蚀疲劳寿命分析方法综述

概括了影响高强度铝合金腐蚀疲劳的环境与力学因素，阐述了铝合金腐蚀疲劳裂纹形成与扩展的机理，介绍了结构腐蚀疲劳裂纹形成与扩展寿命的分析方法，为腐蚀环境下飞机铝合金结构的抗疲劳设计、耐久性与损伤容限评估提供参考。     

腐蚀疲劳裂纹扩展的马尔可夫链模型

在腐蚀环境下对LY12CZ铝合金试验件进行疲劳裂纹扩展试验,通过高倍显微镜观测并记录裂纹长度及相应的循环数。基于疲劳裂纹扩展数据的分散性及统计特性,提出用马尔可夫链模型模拟腐蚀疲劳裂纹的扩展,得到给定疲劳寿命时的裂纹超出数概率分布和给定裂纹长度时的疲劳寿命累积概率分布。将模拟结果与试验结果进行比较表明:马尔可夫链模型能够很好地模拟腐蚀疲劳裂纹扩展情况,为飞机结构的寿命预测和可靠性分析提供参考。     

周期过载对LY12CZ铝合金腐蚀疲劳裂纹扩展的影响

对ＬＹ１２ＣＺ铝合金在周期过载条件下腐蚀疲劳裂纹扩展特性进行了试验研究。结果表明,周期过载迟滞效应取决于过载比和过载周期。当每一过载周期内裂纹扩展量小于由过载引起的塑性区尺寸时,可用等幅腐蚀疲劳裂纹扩展公式很好地拟合周期过载腐蚀疲劳裂纹扩展速率实验结果,从而周期过载迟滞裂纹扩展速率可通过在等幅腐蚀疲劳裂纹扩展公式中引入迟滞系数而获得。高－低加载顺序对腐蚀疲劳裂纹扩展的影响主要出现在近门槛区。     

腐蚀条件下使用寿命评定的功能失效概率控制方法

 腐蚀环境会加速裂纹扩展、改变结构原始疲劳质量，为进行腐蚀条件下飞机结构经济寿命评定，采用腐蚀条件下概率断裂力学方法和裂纹萌生方法对结构细节裂纹超越概率进行分析，采用二项分布得到指定使用时间下飞机结构关键件、单机和机群的功能失效概率，提出了腐蚀条件下的耐久性分析的功能失效概率控制方法，并对某型飞机结构进行了腐蚀条件下的经济寿命评定。     

一种预测蚀坑腐蚀疲劳寿命的概率模型

蚀坑腐蚀引起的疲劳损伤过程包括七个阶段：蚀坑成核，蚀坑扩展，蚀坑转变为小裂纹，小裂纹扩展，小裂纹转变为长裂纹，长裂纹扩展及断裂，用解析的一阶可靠性方法（FORM）和蒙特卡洛模拟方法，计算了铝合金腐蚀疲劳寿命得到了疲劳寿命累积分布函数（CDF），进行了概率敏感性分析同时研究了几个随机变量及其变异系数（COV）对预测疲劳寿命的影响。     

基于短裂纹的 LD10CZ铝合金腐蚀预疲劳裂纹扩展

腐蚀疲劳是一种由疲劳应力和腐蚀介质共同引起的材料损伤,利用扫描电子显微镜原位观测技术对于预腐蚀LD10CZ铝合金进行了疲劳试验研究,试验结果表明腐蚀损伤强烈影响铝合金的疲劳裂纹扩展行为。     

30Cr Mn Si Ni 2A钢在飞机环境下的腐蚀疲劳裂纹扩展研究

 <正> 1.引言 飞机结构的许多部位同时受交变循环应力和环境介质的作用,腐蚀介质对疲劳裂纹     

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。     

钛合金试件裂纹检测可靠性研究及检出概率的测定

加工了一定量数量的钛合金多孔板件试验件，研究了其疲劳性能及可检性，研究了无损检测可靠性，做出了裂纹检测概率曲线，以便指导实际飞机结构（钛合金）的裂纹监测，为飞机结构检测大纲的制定提供了一定的依据。     

腐蚀疲劳裂纹扩展与寿命估算

将有效的疲劳裂纹扩展速率表达式应用于腐蚀疲劳,对腐蚀疲劳裂纹扩展寿命估算进行了初步探讨。结果表明:腐蚀疲劳裂纹扩展速率(da/dN)_(CF)与(△K-△K_(thCF))在双对数坐标上呈线性关系。首次提出临界加载频率概念,频率高于临界加载频率,频率对裂纹扩展没有影响;频率低于临界加载频率,提出了表示频率对裂纹扩展速率影响的频率效应函数。经客观的验证,用文中提出的公式估算的腐蚀疲劳裂纹扩展寿命和实验寿命吻合良好。     

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。      

含腐蚀预损伤铝合金2024-T62的疲劳断裂行为及基于断裂力学的寿命预测

针对2024-T62铝合金薄板系统地开展了腐蚀预损伤对材料疲劳S-N曲线、小裂纹萌生行为、长短疲劳裂纹扩展及物理小裂纹门槛值扩展行为的影响等试验研究.结果表明:腐蚀预损伤对材料疲劳S-N曲线及材料疲劳小裂纹萌生行为有明显的影响,但时材料长短裂纹扩展及物理小裂纹门槛值扩展行为没有明显的影响.通过假定腐蚀预损伤为初始小裂纹...     

飞机结构腐蚀检测技术研究

腐蚀是长寿命飞机结构普遍存在的问题，介绍了腐蚀损伤的简单机理。并通过对国外腐蚀检测方法的研究，针对飞机结构腐蚀情形，给出了几种实用的腐蚀检测方法。