半球谐振子疲劳寿命分析与仿真

半球谐振子的寿命和损伤是直接影响高精度半球谐振陀螺使用时长和安全性的重要因素。目前国内加工的半球谐振子所用的熔融石英玻璃材料主要依靠进口，采用传统的疲劳寿命实验确定方法成本过于昂贵，因此需要利用疲劳分析软件对半球谐振子的疲劳寿命进行分析。文章通过半球谐振陀螺应力分析，采用ANSYS软件对熔融石英半球谐振子进行应力分析仿真，确定因残余应力所引起的疲劳危险部位，并在疲劳部位进行裂纹扩展分析，得到 、 和 型应力强度因子，以使在半球谐振子结构设计和使用过程中对易疲劳的部位进行有效监控和预防。     

旋翼减摆自润滑衬套疲劳试验温度设计与控制

以高分子材料自润滑衬套为研究对象，其摩擦阻尼为旋翼摆振铰提供减摆阻尼，在直升机飞行时，摆振铰作周期摆振运动，产生大量的热，引起衬套温度升高，易造成摆振自润滑衬套阻尼值剧烈变化。通过建立旋翼支臂摆振铰自润滑衬套摩擦生热模型，计算了摆振铰摩擦总热流量，按摩擦副接触面最高温度相等假设计算热流量分配。对传热过程应用有限元稳态热进行求解，获得了直升机旋翼运转时摆振铰摩擦副的温度分布，再进行自润滑衬套疲劳耐久性试验装置水冷散热等同性分析，最终确定了试验装置控制温度参数，为旋翼摆振铰自润滑衬套疲劳耐久性考核试验设计和验证提供参数。     

基于损伤权重的混合多钉连接件疲劳寿命预测方法

复合材料与金属材料混合多钉连接形式是当代飞机结构中最常见的连接形式，因此对于混合多钉连接件疲劳性能的研究有助于提高对飞机结构疲劳损伤的认知。针对以Ti-6Al-4V钛合金为螺栓的ZT7H/QY9611碳纤维增强树脂基复合材料连接板与30CrMnSiNi2A金属连接板混合多钉连接结构进行数值分析和试验研究。利用有限元方法，分别对复合材料和紧固件进行疲劳损伤预测，估算复合材料连接板上螺栓孔附近的损伤，依据复合材料和紧固件的损伤量所占权重，提出了以紧固件分布和复合材料连接板铺层层数为参数的经验公式，进而有效提高混合多钉连接结构疲劳寿命的预测精度。利用试验结果将螺栓孔损伤形式进行分类讨论，探索混合多钉连接件的损伤演化方式；利用C扫描技术得到复合材料分层损伤结果，与模拟结果进行对比分析，进一步解释了模型的合理性。与试验结果对比可以看到，考虑损伤权重的寿命预测值与试验值的对数误差仅为1.1%，相对于不考虑损伤权重方法的8.4%的对数误差，该模型寿命预测精度显著提高。     

Weibull分布参数估计值对细节疲劳额定强度的影响

将新材料、新工艺应用于民机结构设计时，细节疲劳额定强度（DFR）法仍是重要的评估方法。根据新型铝合金疲劳试验数据，全面分析了Weibull分布形状参数对DFR计算参数的影响；分析标准S-N曲线斜度参数对DFR的影响时，应考虑可靠性寿命的变化，采用低可靠度寿命计算曲线斜度参数可降低Weibull分布形状参数的影响；比较了采用不同分布参数估计值与传统上采用波音公司给定值进行DFR计算的差异。结果表明，对于通过符合性检验的试验数据，使用不同Weibull分布的参数估计值计算得到的DFR都大于按传统方法（用波音公司给定值）的计算结果，其中，三参数Weibull分布计算的DFR最大，至少增加10%以上。     

机翼用铝合金材料原始疲劳质量对比

当前航空工业的发展对于超高强铝合金材料的需求十分迫切，实现该材料的国产化并达到良好的质量效果至关重要。为了对中国航空工业中常用的7XXX新型铝合金材料的原始疲劳质量（IFQ）进行评估，选取裂纹萌生时间（TTCI）和当量初始缺陷尺寸（EIFS）作为对比参量，分别对中国飞机机翼用7XXX紧固孔试件和俄系BXXX紧固孔试件开展了低、中、高3种应力水平下的疲劳试验，通过对比分析得到了两种试件在不同应力水平下的TTCI趋于一致，最大仅相差3.71%；得到了每个试件的EIFS，应用疲劳统计学方法验证了两种试件材料各自的EIFS值无显著性差异；提出了一种不同超越概率下的结构细节当量初始缺陷模型，直接有效地对飞机结构细节的质量风险进行了评估；建立并对比分析了两种试件结构细节的通用EIFS分布，结果均小于中国军用手册规定的0.125 mm，且在超越概率为5%时，7XXX材料的通用EIFS值要小于BXXX材料的通用EIFS值。     

晶体取向对第四代单晶高温合金DD15高周疲劳性能的影响

在定向炉中分别采用籽晶法制备了[001]、[011]和[111]3种不同取向的第四代单晶高温合金DD15,在800℃研究了不同取向的高周疲劳性能,分析了合金不同取向的显微组织、疲劳断口形貌和疲劳断裂组织。结果表明:在凝固方向横截面上不同取向合金的铸态枝晶和热处理γ′相组织明显不同。合金800℃的高周疲劳性能存在各向异性,疲劳极限按[111]、[001]、[011]取向的顺序降低。不同取向合金的高周疲劳都是沿平面断裂,断裂平面与试样中心应力轴线的角度不同,角度按[011]、[001]、[111]取向的顺序逐渐减小。不同取向高周疲劳断口特征基本相同,可见疲劳源区、疲劳扩展区和瞬断区。疲劳裂纹起源于试样表面或亚表面并沿{111}平面扩展。扩展区上可见河流状花样和疲劳条带。瞬断区可见撕裂棱和解理台阶特征,其断裂机制都为类解理断裂。由于试验温度较低,不同取向疲劳断裂后的γ′相仍保持立方形状。     

模拟打伤/抛修缺口对TC17钛合金叶片振动疲劳性能的影响

研究了无缺口、打伤缺口和3种抛修缺口对TC17钛合金叶片振动疲劳性能的影响。结果表明,无缺口模拟叶片的疲劳寿命最长且寿命分散性最小,打伤缺口模拟叶片的疲劳寿命最短且寿命分散性最大,3种抛修缺口模拟叶片的疲劳寿命介于前两者之间,其中抛修缺口Ⅰ模拟叶片的疲劳寿命最长。无缺口和抛修缺口模拟叶片的疲劳裂纹均起源于叶片根部,打伤缺口模拟叶片的裂纹产生于缺口底部,与有限元模拟计算的最大应力位置吻合。模拟叶片的疲劳断裂区比较平坦,呈半椭圆形貌,疲劳源区主要位于模拟叶片表面的微小损伤处,疲劳扩展区具有典型的疲劳弧线特征,并呈现沿α/β片状组织界面开裂的特征。     

比例与非比例加载下30CrMnSiA钢多轴高周疲劳失效分析

为了分析比例与非比例加载下,30CrMnSiA钢的多轴高周疲劳的失效规律。通过对30CrMnSiA钢材料开展比例与非比例(δ=90°)加载下的多轴高周疲劳试验,研究了应力幅比和相位差对疲劳寿命、断口特征及裂纹起裂角度的影响。试验结果表明,对于比例与非比例加载,随着应力幅比的增大,多轴疲劳寿命逐渐增加。对疲劳断口分析发现,裂纹萌生于试件表面,断口有明显的疲劳源区、扩展区和瞬断区,不同加载路径下的试件断口形式有明显差异。通过对起裂角度的分析发现,应力幅比大于0.25时表面裂纹有明显的第Ⅰ阶段向第Ⅱ阶段的转变,且第Ⅰ阶段沿着接近最大剪应力幅值平面方向扩展,第Ⅱ阶段沿着接近最大正应力平面方向扩展。此外,对典型试件的疲劳断口及表面扩展路径进行了分析,研究表明多轴疲劳试验试件裂纹的特征比值在0.3~0.5之间,且裂纹沿深度方向扩展至300 μm时占总寿命的85%以上。      

基于主动热载荷管理技术的涡轮盘疲劳寿命

为降低航空发动机涡轮盘失效风险并提高使用寿命,将主动热载荷管理技术应用于预置裂纹的涡轮盘模型,采用通用权函数法计算裂纹应力强度因子进而分析轮盘寿命,研究经主动热载荷管理的轮盘上能量分布对轮盘寿命的影响,探索轮盘上热边界载荷与寿命的关联性和变化规律,并通过有限元仿真模拟初步分析其作用机理。结果表明:主动热载荷管理技术通过优化轮盘的温度分布,可以有效地降低裂纹附近的应力,延缓裂纹的扩展,显著的提高寿命和安全性,当热边界载荷系数分别取0.05和0.10时,轮盘相应的寿命分别增加12.2%和26.1%。