基于光纤光栅与BP神经网络的孔边裂纹监测研究

含孔金属结构的孔边裂纹监测对于保障飞行安全,增强飞机结构可靠性具有重要意义。为实现对孔边裂纹扩展的监测,进行含有孔边角裂纹的含孔铝合金板疲劳加载试验,得到含孔铝合金板试验件的a-N 曲线以及孔边裂纹扩展过程中光纤光栅应变传感器中心波长偏移量;利用包络分析法、BP 神经网络等损伤识别算法对试验数据进行处理与分析;建立能够以光纤光栅应变传感器中心波长偏移量识别孔边裂纹扩展的监测模型,并通过试验对监测模型进行验证。结果表明：此监测模型可有效识别出孔边角裂纹的扩展与穿透,对孔边角裂纹扩展长度监测的准确度达到了97.2%,未来可应用于全机地面疲劳试验、飞机结构健康监测等多种场景。     

含中心裂纹铝合金板复合材料单面胶接修复后的疲劳特性

采用碳纤维复合材料对中心裂纹铝合金板进行了单面胶接修复,测试了修复结构的疲劳性能,包括铝合金板的裂纹扩展速率、补片与铝合金板之间的界面脱粘和修复结构的疲劳剩余强度.结果表明:复合材料胶接修复能有效地降低铝合金板的裂纹扩展速率,提高其疲劳寿命;胶接的补片使铝合金板的疲劳裂纹扩展纹线线型发生变化,且线型变化集中在裂纹扩展初始阶段;疲劳导致修复结构出现界面脱粘,脱粘区域近似椭圆形,且界面脱粘面积随疲劳周次的增加而增加.     

孔边角裂纹近门槛区疲劳裂纹扩展规律及门槛值研究

 基于三维裂纹特征,本文提出了一种测量孔边角裂纹近门槛区疲劳裂纹扩展速率及门槛值的实验方法。为了得到真实的裂纹形状变化规律,首先针对具体试样用勾线方法建立其“b-a”标定曲线。参照门槛值的标准测试方法,本文仅需测量“a”方向裂纹尺寸,然后用标定曲线换算共相应的“b”方向尺寸。这样我们就可以得到关于“a”和“b”的两组数据,而这两个方向代表孔边角裂纹特征方向。通过分别对30CrMaSiNi2A和2024T3材料的实测研究,证明本文提出的测试方法是可行的。在实验数据基础上,进行了结果的统计对比,得出:1.“a”和“b”方向的近门槛区疲劳裂纹扩展速率及门槛值基本一致;2.孔径大小对实验结果没有影响。;3.同样厚度情况下,孔边角裂纹试样的近门槛区疲劳裂纹扩展速率编高,而门槛值相应较小。     

含孔薄板孔边疲劳裂纹的萌生和扩展

 测试了 Ni基高温合金 GH41 69含孔薄板试件不同应力幅下的低周疲劳寿命,给出了孔边最大应力幅相同时,应力集中因子改变对试件疲劳寿命的影响。结合断口 SEM分析,探讨了应力集中条件下,疲劳短裂纹的萌生和扩展方式。试验结果表明,疲劳裂纹以滑移方式在孔壁与试样表面相交的棱上萌生;萌生期依赖于孔边应力幅的大小,与孔径无关。但疲劳裂纹扩展速率与孔边局部区域的应力分布有关。在孔边应力幅相同的情况下,孔边应力集中因子较大的试样裂纹扩展速率大,疲劳寿命分布带略低于孔边应力集中因子较小的试样。短裂纹阶段,疲劳裂纹以角裂纹的形式向内扩展;长裂纹阶段,疲劳裂纹以穿透裂纹的形式进行扩展。稳定扩展阶段疲劳裂纹以穿晶的韧性撕裂方式发展,但在靠近失稳扩展区域疲劳裂纹呈准解理断裂方式扩展。试验未观察到疲劳短裂纹群的连接与合并现象。     

飞机薄壁结构面外载荷下三维疲劳裂纹扩展仿真分析

飞机结构中部分薄壁结构在服役中不可避免地承受面外弯曲载荷,这对飞机的安全性有显著影响。采用FRANC3D 和ABAQUS 联合仿真的方法,对薄板受弯曲载荷作用下的疲劳裂纹扩展行为开展研究,分析边界约束强度和初始裂纹形状对此类疲劳裂纹扩展模拟的影响,并评估仿真方法的适用性。结果表明：模拟中施加较弱的边界约束,会使计算的应力强度因子增大;相比于初始非孔边的表面裂纹,初始孔边角裂纹在裂纹扩展初期扩展速率更高;现有的FRANC3D 和ABAQUS 联合仿真的方法在模拟面外弯曲载荷下薄板孔边裂纹扩展时,存在受压面裂纹无法扩展的问题。     

弯曲载荷下薄壁结构疲劳裂纹扩展性能

对某飞机座舱盖侧型材与锁环连接部位的疲劳裂纹扩展性能进行了研究。该结构区别于常见薄壁结构的特征是承受较大的弯曲载荷,使得利用薄板I型裂纹扩展的常用方法进行寿命分析会产生较大的误差。为了研究弯曲载荷下薄壁结构的疲劳裂纹扩展性能,开展了带孔板和侧型材结构模拟件的疲劳裂纹扩展试验。通过有限元仿真分析,研究了弯曲载荷对裂尖应力强度因子的影响,提出了一种当量应力强度因子变程公式;对本文所涉及的2种类型受弯曲载荷作用的试件,裂纹扩展寿命预测结果与试验吻合较好。研究表明,在相同的名义应力和裂纹长度下,薄板受弯时裂纹应力强度因子、裂纹扩展速率远低于受拉的情况;结构受到弯曲载荷时,锁环对连接部位的应力有显著的抑制作用,可以减缓疲劳裂纹的扩展;此外,合理的结构设计能够增加关键部位受弯时的疲劳裂纹扩展寿命。     

GH901合金的高低周复合疲劳及其累积损伤研究

采用光滑圆棒和中心孔板片试样,对GH901合金室温高低周复合疲劳进行了系统的研究。结果表明,如按一定方式分解复合循环波形,则利用线性累积损伤规律能较准确地预测复合循环疲劳寿命;复合循环下的疲劳裂纹扩展速率按线性迭加法和均方根应力强度因子变程法,能作出比较准确的预测。     

TC4钛合金紧固件孔E-I强化研究

 介绍TC4(Ti-6Al-4V)钛合金螺栓孔无衬套冷胀孔干涉配合综合强化的研究结果。实验证明,在给定的条件下,冷胀孔强化的TC4板状空孔试件的疲劳寿命增益系数(LIF)为13,干涉配合螺栓连接的LIF=3,而E-l强化件的疲劳寿命比单纯干涉配合又有成倍提高。电镜断口分析表明TC4合金强化件的疲劳裂纹的形成和扩展与LY12CZ及30CrMnSiA相似,它们不表现为典型的角裂纹,即沿板平面和厚向扩展速率有明显差异。对于TC4合金,在改善疲劳品质上,带衬套冷胀孔强化比无衬套冷胀孔强化好得多。     

多孔多裂纹平板的疲劳裂纹扩展试验与分析方法

飞机结构广布疲劳损伤是目前大型客机损伤容限设计与分析的难点。通过试验研究了典型多孔多裂纹2024-T3铝合金平板的裂纹扩展行为。试验结果表明：相邻孔边裂纹之间的相互干扰明显降低了共线多裂纹平板的疲劳裂纹扩展寿命。就本文研究的典型多孔板,所有孔边都出现了等长裂纹这一极端情况,其裂纹扩展寿命是单孔平板孔边裂纹扩展寿命的10%左右。本文采用Eshelby夹杂理论和权函数法给出了典型多孔多裂纹问题的应力强度因子近似解析解,并结合Paris裂纹扩展公式预测疲劳裂纹扩展寿命。与采用有限元法获得应力强度因子并预测多孔多裂纹板的疲劳裂纹扩展寿命进行对比,对比结果表明：采用解析解和有限元解获得的应力强度因子预测的疲劳裂纹扩展寿命与试验结果吻合良好;相比于有限元法,本文的应力强度因子解法简单、高效,将有助于飞机结构多位置损伤（MSD）的疲劳裂纹扩展寿命预测分析。     

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。     

带锪窝紧固件孔边三维多裂纹扩展的计算分析

多孔元件是飞机结构中常见的结构细节,起始于多个紧固件孔边的多条三维裂纹的疲劳扩展预测是结构多部位损伤寿命评定的重点问题和技术难点。建立一种高效实用的三维多裂纹扩展数值分析方法,能够对萌生于带锪窝孔边的多条三维裂纹实施疲劳裂纹扩展中的有限元快速建模和自动网格更新,进行三维多裂纹扩展全程自动数值模拟,并利用净截面屈服作为判定最终失效的准则。通过单锪窝孔双边非对称裂纹两种开裂模式情况下的算例计算分析,并与试验实测结果对比,验证了本文扩展分析方法的有效性。     

椭圆孔边角裂纹应力强度因子的权函数求解方法

 飞机结构中一些用作检查的开口常常设计为椭圆孔,椭圆孔边三维裂纹应力强度因子的计算是该类结构损伤容限分析的关键技术。应用组合法思想构造了椭圆孔边裂纹的权函数,给出片条合成法求解含椭圆孔边三维角裂纹应力强度因子的求解方法,计算了椭圆孔边角裂纹受远方拉伸情况下的应力强度因子,研究了椭圆孔曲率半径对应力强度因子的影响,给出可供工程参考的结果和结论。     

干涉配合紧固件的疲劳裂纹扩展寿命分析

 利用权函数法给出了含紧固件孔的平板受干涉、双向拉压、各种形式的分布钉载和旁路载荷各种方式的组合作用时孔边穿透裂纹和角裂纹的张开型应力强度因子的数学表达式,可以方便地实施快速积分法求得裂纹扩展寿命。分析了干涉销钉通过填充作用和与孔壁的摩擦对疲劳裂纹扩展寿命的影响。发现钉载及双向载荷条件的不同,干涉增寿效果不同。与实验结果的对比表明方法是有效的。     

承载紧固孔边应力强度因子

 <正> 1.孔边穿透裂纹应力强度因子 采用宽度修正系数FB(c/W),可得紧固件孔边裂纹的SIF式中f_1(α/R)、钉载作用时的FB(c/W)以及未开裂应力σ_Y(X)。对双向载荷下的宽度修正系数,采用文献的数据最小二乘拟合,得     

孔挤压强化对两种超高强度钢疲劳裂纹起始与扩展寿命的影响

采用挤压和非挤压的中心孔试样研究了３００Ｍ和３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ两种超高强度钢在随机载荷谱加载条件下的疲劳裂纹起始和扩展寿命。试验结果表明,孔冷挤压显著提高两种超高强度钢的疲劳飞行寿命。经ＳＥＭ观察,挤压件的疲劳源产生于孔用处,为单疲劳源;未挤压件的疲劳源大多起始于孔壁表面,为多疲劳源。     

锪窝填充孔孔边角裂纹应力强度因子的有限元分析

对锪窝填充孔孔边角裂纹应力强度因子进行研究对提高结构安全性具有重要意义。根据飞机上常用的锪窝铆接典型结构,运用ANSYS软件对锪窝孔孔边角裂纹进行有限元分析,建立铆钉与锪窝孔接触模拟铆钉对锪窝孔的填充作用。计算得到含铆钉填充以及空孔时锪窝孔边不同裂纹尺寸下裂纹前缘的应力强度因子分布。对比分析结果表明：铆钉填充能显著降低锪窝孔边角裂纹的应力强度因子,提高结构寿命。     

镍基高温合金GH4169小裂纹早期扩展的原位疲劳试验

通过原位扫描电子显微镜(SEM)疲劳试验,研究了直接时效GH4169高温合金在室温下的疲劳小裂纹萌生和早期扩展过程.结果表明:在应力比R=0.1的拉-拉疲劳载荷作用下,疲劳小裂纹的萌生寿命仅为全寿命的20%左右.疲劳小裂纹起源于表面夹杂,以半椭圆表面裂纹形状扩展,扩展后期穿透试样一侧形成角裂纹,角裂纹迅速扩展导致试样断裂.疲劳小裂纹的早期扩展易受局部微观结构的影响,扩展速率分散性较大.      

三维钝裂纹的边界元模拟和剩余腐蚀疲劳寿命估算方法

提出了一个三维钝裂纹的计算模型,并建立了适用于这类模型的边界元法程序。还利用现有的疲劳裂纹扩展模型,对含三维钝裂纹构件的剩余疲劳寿命估算方法进行了讨论,并对三维钝裂纹在空气和海水中的扩展进行了计算。研究表明,本方法和边界元程序,既适用于三维尖裂纹的剩余寿命估算,也适用于三维钝裂纹的剩余疲劳寿命估算。     

广布损伤的试验研究与有限元分析

 通过对无钉载3排平行孔平板和无钉载3排交错孔平板从无裂纹开始的疲劳试验,发现应力大小对是否出现广布损伤(MSD)有重要影响,首裂孔和断裂排位不总是一一对应。在试验中观察到了MSD的竞争现象,证实了群发小裂纹也是MSD中一种重要的破坏形式。采用FRANC2D/L建立了对生裂纹、非对生裂纹和单裂纹3种开裂模式的有限元模型。计算结果表明:短裂纹扩展过程中,裂纹间干涉效应不明显,3种模式的应力强度因子增长趋势相近;而对于长裂纹,试验和有限元计算都证明了裂纹间的干涉显著地加快了裂纹的扩展。