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搭接件是飞机结构中容易产生微动疲劳损伤的部位。文章回顾了微动磨擦学的发展历史,阐述了微动疲劳的损伤机理,介绍了微动疲劳试验的原理、方法,总结了微动疲劳寿命的影响因素。重点分析了飞机结构搭接件微动疲劳研究的关键技术:微动疲劳寿命计算、微动疲劳全寿命模型和微动疲劳寿命模糊可靠性模型。 相似文献
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本文概述了波音747飞机襟冀传动系统中的扭力管失效的一般特征和失效模式,揭示了造成扭力管失效的主要原因,同时展望了在民用航空领域进行微动损伤研究的广阔前景和重要意义。 相似文献
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通过对LY12CZ铝合金螺栓联接试件的微动损伤试验 ,完整提出了铝合金的微动磨损损伤与微动疲劳损伤的机制。在铝合金的微动磨损机制方面 ,微动损伤区表面的扫描电镜图和化学成分分析表明 ,铝合金的微动磨损是一个复杂过程 ,包括了粘着、磨料、表面疲劳、氧化四个子过程。着重研究了这四个子过程产生的先后顺序以及对微动磨损的影响 ;在铝合金的微动疲劳机制方面 ,分析了铝合金产生扩展性微动疲劳裂纹的原因和过程 ,并根据试验结果说明了微动疲劳裂纹产生的位置以及裂纹扩展的方向等。 相似文献
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阐述了微动损伤的定义、基本形式,列举了航空发动机微动损伤的故障模式,结合航空维修工作的特点有针对性地提出了几点诊断与预防措施. 相似文献
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针对钛合金燕尾榫的高温低周微动疲劳寿命预测问题,通过讨论试验载荷和温度对燕尾榫微动疲劳寿命的影响,发展
了考虑温度影响的修正损伤参量,即拉伸型等效损伤参量SWT和剪切型等效损伤参量FS,建立了能综合考虑温度和损伤参量影响
的燕尾榫高温微动疲劳寿命模型,并拟合出某TC11钛合金燕尾榫连接结构的微动疲劳寿命模型中所需的材料常数。结果表明:
拟合相关性系数最小为0.9394,证实了该模型的适用性。通过计算拉伸型等效损伤参量SWT和剪切型等效损伤参量FS在榫接触面
上的最大值所在位置预测了微动裂纹的萌生位置,与微动疲劳试验件裂纹的萌生位置一致。利用高温微动疲劳寿命模型对不同
试验载荷和温度下的燕尾榫连接结构的微动疲劳寿命进行预测,与试验结果相比,预测结果的误差在2倍分散带以内。 相似文献
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微动磨蚀是磨损、疲劳及腐蚀叠加的故障,常引起构件远在设计极限之下就产生失效。这是一种随着时间推移而产生的失效,因此,对老龄飞机来说,尤其应当引起注意。由微动磨蚀引发的飞机事故由微动磨蚀引起的飞机事故不少,下面只是其中几个事例。·一架直升机因活塞发动机... 相似文献
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To promote the development of fretting fatigue assessment and control technology for aircraft components, this paper uses the Crystal Plasticity Finite Element(CPFE) method and sub-modeling technology to study the Crack Initiation Location(CIL) of fretting fatigue in Aluminum Alloy(AA) specimens. The effects of external excitations such as normal load, tangential load, and axial stress on the CIL are investigated. It is found that the Most Likely Cracked(MLC) site revealed in a specimen and the ... 相似文献
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实验对比研究了两种结构不同的钛合金 [Ti6Al4V (α +β型 )和Ti5Al2 .5Sn(α型 ) ]和两种结构相同 (马氏体 )但强度与硬度差别较大的耐热不锈钢 (lCr11Ni2W 2MoV和Cr17Ni2 )的微动疲劳 (FF)抗力及微动垫材料的影响 ,以进一步探讨材料因素对FF抗力的作用规律和机制。在本文实验条件下 ,具有较高强度和疲劳极限的Ti6Al4V钛合金和Cr17Ni2耐热不锈钢的FF抗力分别高于Ti5Al2 .5Sn钛合金和 1Cr11Ni2W2MoV钢 ,即在材料组织结构相同或相近的条件下 ,屈服强度和疲劳极限决定FF抗力 ;当材料与高硬度配副接触时 ,FF裂纹易于萌生 ,FF损伤倾向增大 ,此时喷丸形变强化可更有效地提高材料的FF抗力。 相似文献
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设计和制造了一套采用液压加载方式来施加法向载荷的微动疲劳试验装置,并且在该装置上进行了各向异性材料DD3与粉末高温合金FGH95以及DZ125与FGH95配对接触的微动疲劳试验,研究其微动疲劳的损伤过程.各向异性材料微动疲劳试验的完成证明了该装置的性能良好.将微动综合损伤参量应用于各向异性材料微动损伤的表征,并建立了DD3和DZ125相应的微动疲劳寿命预测模型.通过微动综合损伤参量的计算分析与试验验证,表明所建立的各向异性材料微动疲劳寿命模型其预测结果误差分散带均在2.8倍因子以内. 相似文献
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《中国航空学报》2022,35(10):401-411
Fretting wear has an adverse impact on the fatigue life of turbine blade roots. The current work is to comparatively investigate the fretting wear behaviour of the nickel-based superalloy surfaces produced by polishing and creep-feed profile grinding, respectively, in terms of surface/subsurface fretting damage, the friction coefficient, wear volume and wear rate. Experimental results show that the granulated tribolayer aggravates the workpiece wear, while the flat compacted tribolayer enhances the wear resistance ability of workpiece, irrespective of whether the workpiece is processed by polishing or grinding. However, the wear behaviors of tribolayers are different. For the polished surface, when the normal load exceeds 100 N, the main defects are crack, rupture, delamination and peeling of workpiece materials; the wear mechanism changes from severe oxidative wear to fatigue wear and abrasive wear when the loads increase from 50 to 180 N. As for the ground surface, the main wear mechanism is abrasive wear. Particularly, the ground surface possesses better wear-resistant ability than the polished surface because the former has the lower values in coefficient friction (0.23), wear volume (0.06 × 106 μm3) and wear rate (0.25 × 10?16 Pa?1). Finally, an illustration is given to characterize the evolution of wear debris on such nickel-based superalloy on the ground surface. 相似文献
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通过微动疲劳损伤机理分析,以微动疲劳接触应力计算入手,建立了航空装备关键件中一种较为普遍的圆柱/平面接触微动疲劳结构的有限元全局模型和子模型,通过边界条件误差和离散误差分析,提高了计算精度和计算效率。以断裂力学为基础,根据复合型裂纹断裂判据,用改进的裂纹闭合积分法计算了裂纹尖端应力强度因子,引入应力强度因子影响系数,建立了微动疲劳裂纹扩展寿命预测模型,确定了模型中的参数,通过预测寿命与试验值的对比验证了该模型的正确、有效性。 相似文献