某型机燃烧室外套爆破故障剖析和安全使用寿命评估

针对某型机燃烧室外套发生的空中爆破故障 ,进行应力分析、断裂机理分析、爆破时剩余材样的板厚分析计算及不同焊接试片疲劳对比试验等 ,确定了故障发生的原因为原设计的纵向搭接焊缝不合理 ,不适于在交变载荷作用下使用。参照英军标Defstan 0 0 -971上轮盘的寿命评估方法 ,按疲劳寿命对数正态分布规律和搭接焊试片疲劳试验结果选定了外套的寿命散度系数 ,并把使用多年的外套都看成试验件 ,评估出了现役外套的安全使用寿命和失效概率     

某型发动机燃烧室外套搭接滚焊缝裂纹对使用寿命的影响

针对某型发动机燃烧室外套搭接滚焊缝处存在的裂纹,从冶金和有限元强度分析角度对焊缝裂纹扩展寿命、试片疲劳和全寿命疲劳试验等进行研究与验证,给出焊缝裂纹的扩展寿命,得出搭接滚焊缝处存在裂纹的燃烧室外套可安全使用的结论。     

异性材料对接和搭接焊的高温性能对比试验研究

通过对K163-GH3030材料对接和搭接焊进行高温瞬时拉伸、高温疲劳寿命试验，得出该对接和搭接焊接头的S—N曲线，举例评定了构件的疲劳寿命，比较分析了对接焊与搭接焊疲劳寿命的差异。指出了在承力结构中应该尽量避免搭接焊。     

结构连接件疲劳损伤容限全寿命设计方法

通过对结构疲劳裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命的研究,提出了连接件疲劳全寿命的计算方法。本文分别研究了连接件的裂纹形成寿命和扩展寿命,研究了试片裂纹形成寿命与扩展寿命之间的关系,提出了用试片的S-N曲线确定连接件裂纹形成寿命的修正方法。通过典型连接件的计算给出了连接件的全寿命,并与试验结果进行了对比,得到了较好的吻合。本文希望通过典型连接件全寿命研究提出一种更合理、可靠的连接件疲劳分析的工程方法,经试验结果验证这种方法是可行的。     

结构连接件全寿命可靠性研究

本文着重于结构连接件疲劳寿命可靠性研究，通过对结构疲劳裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命的研究，提出了连接件疲劳寿命可靠度的计算方法。目前在连接件疲劳分析中既研究裂纹形成又研究裂纹扩展寿命的文章尚不多，本文分别研究了连接件的裂纹形成寿命和扩展寿命，研究了试片裂纹形成寿命与扩展寿命之间的关系。提出了用试片的ＳＮ曲线确定连接件裂纹形成寿命的修正方法。在求解全寿命安全余量方程对应的可靠度方面提出了新方法。本文通     

典型壁板搭接区试验件疲劳寿命分析

采用ABAQUS软件建立典型壁板搭接区试验件三维实体有限元模型,并进行应力分析,获得搭接区钉孔最大应力;运用应力严重系数法和线性损伤累积理论对典型壁板搭接区试验件在随机载荷谱作用下的疲劳特性进行计算分析,给出了试验件疲劳寿命预估值;计算结果满足目标寿命要求。将分析结果与试验件的疲劳耐久性试验结果进行对比,发现寿命预估值与试验结果吻合较好。     

基于试片超高周疲劳试验的叶片高周疲劳寿命估算方法

依据梁的振动理论,推导了叶尖振幅a与叶片自振频率f乘积af值,来表征叶片振动应力;基于某型航空发动机压气机叶片材料试片超高周疲劳试验结果,结合af值理论,推断该叶片高周疲劳寿命.对该叶片进行1阶弯曲高周疲劳试验,结果显示:af值为1 700,1 800,1 900mm/s时,超高周试验疲劳试片和实际叶片的疲劳寿命均在1×107,0.7×107,0.5×107周次附近,即超高周疲劳试验试片和实际叶片的疲劳寿命基本一致.     

飞机结构搭接件微动疲劳研究的关键技术

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。     

航空发动机主轴轴承寿命确定方法的研究

现代燃气涡轮发动机主轴轴承的寿命评估,仍以经典的次表面疲劳理论为准则。使用中的失效形式已不是疲劳剥落,大多是起始于表面损伤一类的故障。在这种情况下,如何科学地确定主轴轴承寿命就是个难度很大的技术问题。通过区别寿命、可靠性和失效的一些概念,明确了该如何合理地提出各项技术指标。给出了确定使用寿命的试验种类、方法和子样数。为我国航空发动机主轴轴承定寿方法提供了理论依据。     

某发动机燃烧室外套寿命预测

对某发动机燃烧室外套进行了弹塑性有限元分析和低循环疲劳寿命预测。在发动机飞行包线的最大气动载荷下。计算了5个比较易出问题安装座附近的应力和应变,根据材料的应变-寿命曲线估算了其低循环疲劳寿命。结果表明,燃烧室外套的局部孔口和焊缝位置是易出问题的区域。     

单面螺纹抽钉干涉配合复合材料连接结构的疲劳性能研究

通过疲劳试验研究了单面螺纹抽钉干涉配合复合材料连接结构的疲劳性能,分别考虑了紧固件类型、干涉配合量、搭接板材料及铺层次序等影响因素。采用了拉压疲劳试验,拉压比R=-1,循环应力水平则根据静载极限挤压强度值选定。根据疲劳试验循环应力和疲劳寿命曲线(S-N曲线),得到了不同影响因素对疲劳寿命的影响规律。结果表明,选择适当的干涉配合量、紧固件类型及搭接板均能提高结构的疲劳寿命,4种不同主板铺层次序均对结构疲劳寿命影响不大。     

基于BP网络的飞机典型部件疲劳寿命仿真研究

论述了一种基于BP网络的典型搭接件螺栓孔接触部位可靠性疲劳寿命的仿真方法。以接触对模拟搭接件螺栓孔连接。同时考虑材料性能、几何参数和载荷的随机性，建立有限元模型。并采用中心组合法计算各工况下离散应变分布值。而后用响应表面法拟合接触部位应变幅分布。然后再建立应变-寿命分布模型，用遗传算法优化的三层BP神经网络模拟随机化的Manson-Conffin公式。得出相应可靠度下的疲劳寿命。用该方法对某型飞机结构典型搭接件螺栓孔接触部位进行了疲劳寿命可靠性仿真，仿真结果与试验结果吻合较好。     

TC4 钛合金扩散焊接头剪切疲劳性能研究

为了研究钛合金扩散焊接头在航空航天领域焊接性能的稳定性，制备了双搭接形式的接头试样，在温度为 910 ℃、压力为 3.4 MPa 条件下对 TC4 钛合金板材进行扩散连接，并对双搭接接头试样开展静强度试验，获得试样在焊缝界面处的平均剪切强度约为 199.4 MPa，试样断裂前后接头没有发生明显的塑性变形。此外，对双搭接接头试样还开展了不同载荷水平下的疲劳性能试验。结果表明：疲劳试样存在3种不同破坏模式。在高载荷水平下，试样会在切应力主导下发生基板与搭接板的完全脱焊；在低载荷水平下，试样会在正应力主导下发生基板沿厚度方向的断裂；在中等载荷水平下，试样先发生局部脱焊随后沿基板厚度方向断裂。 在上述失效模式分析的基础上，结合疲劳寿命试验数据分别得到接头的正应力 - 寿命和切应力 - 寿命曲线。     

2024-T351铝合金搅拌摩擦搭接焊接头疲劳性能与寿命预测

通过实验观察2024-T351铝合金搅拌摩擦搭接焊接头焊缝附近区域的焊缝横截面形貌及金相组织。观察表明搅拌摩擦搭接焊接头前进侧与后退侧存在形状不对称的钩状缺陷。将搅拌摩擦搭接焊接头在MTS材料实验机上进行恒幅疲劳加载,得到名义应力幅S-N曲线。根据实验结果建立搭接接头的弹塑性有限元模型,利用SWT疲劳损伤公式和应力集中区域循环应力应变有限元分析结果数据,预测搭接接头疲劳寿命,并将寿命预测结果与实验结果进行对比。结果表明:在低周疲劳寿命范围内,采用SWT疲劳损伤公式对搅拌摩擦搭接焊接头的预测结果与实验结果接近,误差均在2个因子内,但对高周疲劳寿命的预测结果存在较大误差。分析表明,搭接接头的应力集中程度比有效厚度对疲劳寿命的影响更大。     

激光冲击强化提高压气机叶片疲劳性能研究

根据1Cr11Ni2W2MoV不锈钢材料性能,确定了激光冲击强化参数;并通过标准试片疲劳试验,验证了该参数条件下激光冲击强化提高不锈钢材料振动疲劳寿命的有效性.设计了不锈钢叶片振动疲劳试验,确定了叶片冲击强化部位和方式,对强化叶片进行了型面检查、一阶弯曲振动疲劳试验和强化机理研究.结果表明:激光冲击强化后的叶片各个截面尺寸在设计范围之内,强化后叶片的应力-循环次数(S-N)曲线往上移动,提高了叶片的疲劳强度,在660MPa应力水平下,叶片的振动中值疲劳寿命提高70%;激光冲击强化引起的残余应力和表层微观组织变化是疲劳强度提高的主要原因.      

LY12CZ铝合金铆接件微动损伤防护技术研究

 本文详细地分析了LY_(12)CZ铝合金铆接件微动损伤的微观特征以及各种搭接表面处理方法对疲劳强度的影响。试验结果表明:对搭接表面采用恰当的处理方法,铆接件的疲劳寿命一般均有不同程度的提高,其中,胶铆结构的采用是防止铆接件产生微动损伤的有效措施。当轴向交变应力σ_(max)=125MPa以下时,胶铆试件的疲劳寿命比干涉铆接的疲劳寿命提高60％以上。     

管子弯曲时壁厚变薄研究

本文针对管子相对弯曲p=1.5～2mm时,就壁厚变薄对导管使用可靠性的影响进行了研究。通过变薄测量、爆破试验、振动寿命试验、爆破压力计算证明了弯曲后的管子疲劳破坏、压力爆破均不发生在弯曲变薄区域。     

某压气机喷丸叶片寿命增长对比试验分析

为了降低某压气机叶片出现的断裂、掉块故障，采用喷丸工艺拟提高叶片的抗疲劳特性。本文通过对某型发动机压气机喷丸／未喷丸第6级工作叶片进行疲劳寿命对比试验，确定喷丸工艺对叶片高周疲劳寿命的影响，并初步给出压气机第6级喷丸／未喷丸叶片高周疲劳寿命范围。     

飞机结构关键件设计改进后的疲劳寿命评定技术

 结合某型飞机重要疲劳关键件起落架梁设计改进后的寿命评定，建立了在不进行全尺寸试验的情况下，对设计改进结构进行寿命评定的方法。即在结构改进前后关键疲劳薄弱部位细节应力分析的基础上，通过该疲劳关键部位的模拟试件在改进前后应力谱下的寿命分析和疲劳对比试验，综合评定结构改进后的寿命增加系数，参照改进前该结构的全尺寸疲劳试验结果，确定设计改进后该关键件的疲劳寿命。用上述方法完成了对某型飞机重要疲劳关键件起落架梁改进后的寿命评定，其结果也应用到了该型飞机结构的定延寿。     

关于铆钉对止裂孔填充作用的研究

通过试件的疲劳寿命试验与计算，研完了空止裂孔与铆钉填充止裂孔对构件裂纹的止裂作用。试件疲劳寿命试验结果表明，疲劳裂纹尖端止裂孔铆上铆钉后的试件疲劳寿命是空止裂孔试件疲劳寿命的2．9～7．8倍。同时，通过对试验和计算结果的对比分析，确定用于计算带止裂孔构件疲劳寿命的铆钉填充作用系数为0．87。