30CrMnSiA螺栓耐久性分析方法的初步研究

本文在实验的基础上。提出了应用于螺栓螺纹表面裂纹上一种抗疲劳开裂研究方法—耐久性损分析方法。考虑了一个新的耐久性损伤模型—螺纹圆角处开裂,把适用于紧固孔上小裂纹模型上的理论方法发展延伸至螺纹圆角模型大裂纹上,并通过实验得到了验证,同时给出了一个数例,预测结果与实验结果拟合得很好,为带螺纹紧固件的耐久性分析研究提供了一种可行的方法。     

初始疲劳质量的一种简化模型

提出描述结构细节初始疲劳质量的简化模型。此模型只需一种应力水平下的耐久性试验结果和细节Ｓ－Ｎ曲线之指数值ｍ,即可描述初始疲劳质量,进行耐久性分析。用一套耐久性试验数据验证了简化简模型的可用性。最后,还给出了由裂纹尺寸和裂纹超过数概率定义的Ｓ－ｔ关系,使结构耐久性分析简单易行。     

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。     

一种基于EIFS分布的概率耐久性／损伤容限及破坏危险性综合分析方法——分析方法Ⅰ

给出了一种基于EIFS分布的概率耐久性/损伤容限及破坏危险性综合分析方法。该方法利用裂纹扩展模型直接确定EIFS分布并避免进行断口金相分析。对于检查维修后的使用间隔的裂纹尺寸分布可用维修后经过修正的EIFS分布表示。并给出了在给定的检修间隔时破坏危险性计算。     

易产生MSD结构的耐久性/损伤容限综合分析方法

为了同时满足飞机结构寿命和安全性的要求,提出一种耐久性/损伤容限综合分析方法,用以同时对多部位损伤（MSD）结构进行耐久性和损伤容限分析。耐久性分析时采用概率断裂力学方法结合串联可靠性模型,给出给定可靠度要求下的经济维修寿命估计;损伤容限分析中通过抽样模拟结果拟合参数得到剩余寿命的概率分布函数,进而通过寿命干涉模型得到不同裂纹扩展寿命下的结构可靠度。结合工程实例并与现有方法进行对比分析,结果表明：该方法是合理的、有效的;实现了寿命分析和可靠度分析的有机结合,可用于对飞机MSD结构的综合设计和分析。     

MSD结构的耐久性/损伤容限综合分析方法

为了同时满足飞机结构寿命和安全性的要求,提出一种耐久性/损伤容限综合分析方法,用以同时对多部位损伤(MSD)结构进行耐久性和损伤容限分析。耐久性分析时采用概率断裂力学方法结合串联可靠性模型,给出给定可靠度要求下的经济维修寿命估计;损伤容限分析中通过抽样模拟结果拟合参数得到剩余寿命的概率分布函数,进而通过寿命干涉模型得到不同裂纹扩展寿命下的结构可靠度。结合工程实例并与现有方法进行对比分析,结果表明:该方法是合理的、有效的;实现了寿命分析和可靠度分析的有机结合,可用于对飞机MSD结构的综合设计和分析。     

考虑小裂纹特性的裂纹扩展数值分析方法及实验验证

为了对工程断裂关键件进行全面的损伤容限分析,需要发展一种能够考虑小裂纹阶段的疲劳裂纹扩展数值分析方法。在Paris公式的基础上基于镍基粉末高温合金小裂纹扩展行为特点,提出了一种小裂纹加长裂纹阶段的裂纹扩展物理力学过程描述,并以此建立了裂纹扩展速率模型。同时考虑到工程应用,将该模型通过FRANC3D软件的用户子程序,与有限元方法结合,构建了一种可分析实际工程结构例如航空发动机涡轮盘上疲劳裂纹扩展的数值分析方法。针对带初始缺陷的FGH96合金标准试棒进行了裂纹扩展数值分析,并与开展的裂纹扩展寿命实验进行了对比。数值计算结果与实验结果吻合较好,表明该方法能够充分考虑小裂纹阶段的裂纹扩展行为特点,适用于分析工程结构疲劳裂纹扩展的全过程。     

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。     

飞机结构耐久性/损伤容限综合分析模型

以现有的耐久性分析模型和损伤容限分析模型为基础,综合研究裂纹萌生和扩展的全过程,建立了飞机结构耐久性/损伤容限综合分析模型,并且通过一个具体的算例证明了模型的可行性。该模型兼顾了结构的寿命、安全以及检修一体化的要求,可用于对飞机结构进行综合设计与分析。     

固体推进剂空穴损伤的理论与实验分析

在空穴累积损伤和微孔洞形核、长大和汇合损伤二种损伤模式分析的基础上，提出一个空实损伤细观力学模型，根据粘弹性对应原理和数学分析，求得空穴损伤演变的二个理论数学表达式。要用空穴损伤非接触诊断专利技术，进行老化药柱的空穴损伤实验研究，求得一种固体复合推进剂的空穴损伤演变的实验曲线和使用寿命。因为贮存失效临界点是实测的，对比实验分析表明：若药柱贮存时间超过贮存失效临界点，则药柱要出出裂纹，超过的时间越长则药柱中的裂纹就越大。     

飞机结构耐久性要求的新进展

 本文回顾了国内外有关飞机结构耐久性要求的发展情况。重点综述了在新的耐久件要求下,耐久性设计的基本思想、特征、广泛的适用范围、多种设计目标和完整体系。简述了两大类耐久性分析方法和耐久性试验特点、说明了耐久性设计与安全寿命设计和损伤容限设计之间的联系与区别。     

缝翼操纵齿轮齿条虚拟弯曲疲劳耐久性分析

飞机缝翼齿轮齿条机构研制时,其齿根弯曲疲劳耐久性要求是结构强度规范的主要内容,实测疲劳分析考虑到运动协调和后期试验验证,设计难度大,研制周期长。在空气动力载荷分析的基础上,采用ANSYS和nCode建立缝翼齿轮齿条机构的虚拟弯曲疲劳耐久性分析模型,分析得出不同表面粗糙度因子下的缝翼齿轮齿条机构虚拟弯曲疲劳寿命数据。结果表明:应用虚拟疲劳耐久性分析方法,可以预估出缝翼齿轮齿条机构的虚拟弯曲疲劳耐寿命,确定合适的表面粗糙度参数;可在试验验证前对不符合结构强度规范的设计进行修正,从而得到最佳设计结果的同时,缩短研制周期。     

Analysis Approach to Durability Based on Material Initial Fatigue Quality and S-N Curve

Based on probabilistic fracture mechanics approach, a new concept of material initial fatigue quality (MIFQ) is developed. Then, the relation between S-N curve and crack propagation curve is studied. From the study, a new durability analysis method is presented. In this method, S-N curve is used to determine crack growth rate under constant amplitude loading and evaluate the effects of different factors on durability and then the structural durability is analyzed. The tests and analyses indicate that this method has lower dependence on testing, and higher accuracy, reliability and generality and is convenient for application.     

基于固定任务混频的寿命相关载荷分布特性

为了对航空发动机结构件使用可靠性进行分析,需要对基于固定任务混频的寿命相关载荷的分布特性进行研究.采用数理统计的方法根据独立同分布中心极限定理对飞行载荷的累计过程进行了研究,推导了载荷累积函数的分布,从理论上证明了基于固定任务混频的寿命相关累积载荷,随着飞行剖面的累加而趋于正态分布.给出了基于固定任务混频的寿命相关载荷的分布特性算法,采用数学试验的方法用4个算例对基于固定任务混频的飞行过程进行了模拟,从而对理论分析的结果进行了验证.分析表明载荷累积函数的变异系数随累积飞行剖面数增加而下降.      

某歼击机机身主承力框的耐久性分析

 对已服役的某歼击机最重要的关键件——机身主承力框进行了耐久性分析,通过修理前后的原始疲劳质量评估与经济寿命预测,给出了合理的修理大纲,使该构件的经济寿命达到用户提出的使用寿命要求。     

Analysis Approach to Durability Based on Material Initial Fatigue Quality and S-N Curve

Based on probabilistic fracture mechanics approach, a new concept of material initial fatigue quality (MIFQ) is developed. Then, the relation between S-N curve and crack propagation curve is studied. From the study, a new durability analysis method is presented. In this method, S-N curve is used to determine crack growth rate under constant amplitude loading and evaluate the effects of different factors on durability and then the structural durability is analyzed. The tests and analyses indicate that this method has lower dependence on testing, and higher accuracy, reliability and generality and is convenient for application.     

变任务混频寿命相关载荷累积量分布特性

在基于固定任务混频的寿命相关载荷累积量分布特性研究成果的基础上,推导了变任务混频条件下的寿命相关载荷累积量分布特性,结果表明:变任务混频的载荷参数累加量分布函数也是趋于正态分布.并采用数值方法模拟实际飞行过程中变任务混频条件下寿命相关载荷的累积过程,模拟结果和理论结果吻合良好,进一步验证了分析结果的正确性.该结果可用于变任务混频下的寿命可靠性预测.      

含多种细节结构的耐久性评定技术研究与应用

 针对飞机结构寿命评定过程中含多种细节结构耐久性评定的需求,基于耐久性分析的概率断裂力学方法,提出了细节型式异同两种情况下结构总的裂纹超越数的计算方法,当细节型式相同时各种细节裂纹超越数直接累加,而细节型式不同时各种细节裂纹超越数加权累加,从而建立了含多种细节结构耐久性评定的一般方法。针对工程上存在大量的含相似细节结构,提出了S-N曲线折算与应力严重系数折算两种相似细节归并的工程方法。特别指出的是,提出的S-N曲线折算方法在保证精度的前提下可以节省较大的试验工作量,有着重要的工程应用价值,已成功应用于中国某型飞机结构定延寿关键部位的耐久性评定。