腐蚀条件下疲劳寿命评定的名义应力法

提出了腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定的名义应力法.以地面停放腐蚀影响系数C-T曲线为基础,通过计算反推建立飞机结构疲劳关键危险部位对应不同地面停放时间的p-S-N曲线族,应用线性累积损伤(Miner)理论估算飞机结构在使用环境谱载下的疲劳安全寿命;考虑空中腐蚀疲劳影响对疲劳安全寿命加以修正.该方法为腐蚀条件下飞机结构寿命的评定提供了有效可行的技术途径,具有重要的工程应用价值.     

疲劳学的研究进展

随机疲劳、混沌疲劳及复合材料疲劳寿命估算属疲劳学研究的三个重要前沿。给出了疲劳损伤的动态概率分布；对混沌疲劳进行了初步探索；且给出了用于复合材料疲劳寿命估算的损伤演化方程。     

随机疲劳累积损伤可靠性分析模型

将疲劳损伤累积过程看作是能量耗散的不可逆过程，从随机过程的角度，研究了各类随机损伤累积法则均应满足的若干必要条件，对目前已有的一些概率型疲劳损伤累积法则的统计相容性进行了较为系统的理论分析，建立了一类不依赖于疲劳寿命具体分布形式的随机疲劳累积损伤可靠性分析模型。     

腐蚀条件下机翼主梁的疲劳寿命修正系数

针对歼击机主要疲劳关键件——机翼主梁,采用模拟试件进行加速试验环境谱下相当于地面停放不同年限的预腐蚀及谱载下疲劳试验,获得地面停放腐蚀影响系数C随地面停放年限T的变化曲线;由构成空中局部环境谱的各单一介质对谱载下寿命的影响试验,按百分比加权组合的方法获得空中腐蚀疲劳影响系数K.综合考虑C-T曲线与K,计算出不同无腐蚀条件下寿命和飞机年飞行小时数的组合所对应的腐蚀条件下机翼主梁疲劳寿命修正系数.为修正无腐蚀条件下寿命,从而评定腐蚀条件下机翼主梁寿命奠定了基础.     

纤维增强复合材料疲劳寿命预测及损伤分析模型研究进展

随着纤维增强复合材料主承力结构在多领域内的广泛应用,疲劳成为复合材料结构设计必须面对的问题,出现了大量用于复合材料结构疲劳寿命预测及损伤演化的分析模型与方法。目前的复合材料疲劳性能分析模型可以分为疲劳寿命模型、唯象模型和渐进损伤模型。对这3类模型的发展情况进行了综述和对比分析。其中,疲劳寿命模型原理相对简单,适用于工程结构的寿命估算;唯象模型建立了材料剩余强度/刚度与循环数的数学关系,可以预测结构的寿命与材料剩余力学性能;渐进损伤模型不仅可以预测结构寿命和材料剩余力学性能,还能分析结构疲劳损伤机理。对各类疲劳性能分析模型的发展趋势进行了讨论。指出了降低实施成本和提高通用型是各类疲劳性能分析模型有待解决的问题。      

双剪连接件及双耳连接耳片疲劳寿命估算的逐次累计求和算法

为了研究复杂连接件疲劳失效机理和估算其裂纹形成和扩展寿命,在双剪连接件和双耳连接耳片疲劳试验的基础上,首先,通过扫描电子显微镜（SEM）分析,研究了其破坏模式和机理,并利用断口定量反推技术判读了疲劳裂纹形成与扩展寿命。然后,根据应力严重系数法,建立了复杂连接件疲劳性能S-N-L（疲劳应力-寿命-应力严重系数）曲面;利用该曲面,发展了复杂连接件疲劳裂纹形成寿命估算算法;基于断裂力学理论,推导出裂纹扩展长度与扩展角度公式,建立了疲劳裂纹扩展寿命估算的累计求和算法。最后,运用寿命估算方法,估算了双剪连接件的疲劳裂纹形成寿命、双剪连接件和双耳连接耳片的裂纹扩展寿命,预测结果与断口判读结果吻合良好。本文寿命估算方法为复杂连接件疲劳定寿提供了理论依据。      

腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法研究

提出了考虑腐蚀环境影响的民机结构疲劳寿命评定方法.根据腐蚀条件下民机结构使用特点,将其使用过程简化为独立的地面停放与空中环境预腐蚀和空中腐蚀疲劳过程,综合考虑上述影响因素,建立腐蚀影响系数曲线,采用疲劳损伤当量折算方法,对一般环境下的疲劳寿命结论进行修正,可以有效地进行腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定.     

一种起落架载荷谱相似性判别方法

起落架结构的寿命监控对保障其安全性与经济性具有重要作用,但由于地面谱复杂的高低载荷非线性交互作用,难以准确计算单机谱的损伤。以当量损伤计算方法为基础,通过对寿命监控中的单机谱进行初步筛选,判别单机谱与基准谱的相似程度,进而分析损伤计算方法的适用性。提出了一种基于时间序列分析中的动态时间弯曲方法的起落架载荷谱相似性判别方法,进行了基准谱与4个单机谱下的疲劳实验,通过分析损伤计算误差与起落架载荷谱相似距离的关系,验证所提载荷谱相似性判别方法的合理性。      

变更载荷谱情况下的耐久性分析技术与应用

针对全尺寸飞机结构疲劳(耐久性)试验过程中更改载荷谱情况下对全尺寸结构疲劳试验机(单机)进行耐久性评定的需求,基于耐久性分析的概率断裂力学方法和改进的裂纹萌生方法,提出了综合不同谱下耐久性试验数据集确定描述结构细节原始疲劳质量的当量初始缺陷尺寸分布的方法,给出了载荷谱变更情况下计算各应力区裂纹超越概率的损伤累加方法,从而建立了能够准确预测载荷谱变更情况下结构经济寿命的耐久性评定方法.这种方法已成功应用于某型飞机结构全尺寸试验中更改载荷谱情况的耐久性评定,有着重要的工程应用价值.      

直升机行星架疲劳裂纹扩展寿命预测

直升机行星齿轮保持架（简称行星架）是传动系统的重要部件,其可靠性对于直升机的飞行安全至关重要。行星架疲劳裂纹故障的发生、发展受多种因素影响,其故障诊断和寿命预测都有难度。为准确预测行星架疲劳裂纹寿命,研究了其裂纹故障发生、发展规律,提出了基于对数线性的方法,将裂纹扩展过程离散化处理,采用Paris公式,定量描述裂纹扩展速率,结合Miner准则,累积其疲劳损伤过程,最终得到随裂纹长度变化的行星架剩余使用寿命数值。利用有限元软件ANSYS Workbench的疲劳寿命模块对计算得到的数值结果进行了仿真对比,验证了方法的精确性和有效性。      

谱载荷下三维构件疲劳分析的损伤力学方法

建立了工程中常见的三维构件的一个损伤力学守恒积分,并利用此积分的守恒性与小范围损伤的条件,推导出计及损伤耦合效应时集中的应力与应变所应满足的方程.根据以损伤驱动力表示的损伤演化方程,推导了在谱载荷作用下,疲劳裂纹萌生寿命预估的解析表达式,建立了以等效应力表示的非分离变量型损伤演化方程,并在短周期加载条件下得到积分形式的疲劳寿命闭合解.对某飞机起落架为代表的三维构件在谱载荷作用下的疲劳寿命进行了预报.      

一种考虑腐蚀影响的飞机结构疲劳试验方法

考虑腐蚀环境的影响,提出了一种关于飞机结构在一般环境下的疲劳试验方法.该方法综合考虑地面停放预腐蚀和空中腐蚀疲劳对结构疲劳寿命的影响,由腐蚀环境下结构设计疲劳寿命要求和年平均飞行小时数反推出一般环境下的疲劳寿命指标,从而确定结构疲劳试验目标寿命,为结构疲劳试验提供指导,具有重要的工程实用价值.