在航空载荷谱作用下2024铝合金的疲劳行为

研究了在航空载荷谱TWIST作用下2024铝合金的疲劳特性。对航空载荷谱进行简化处理,对比分析了理论推导、MATLAB程序模拟和疲劳试验给出的飞机疲劳寿命预测值,并微观观察疲劳失效断口特征,分析了失效机理。结果表明：理论推导、程序模拟和疲劳试验得到的疲劳寿命预测值分别为163800,158280和134249次飞行循环;程序模拟得到飞机巡航过程中实际阵风载荷和忽略极小波动载荷的疲劳寿命预测值分别为92314和92321次飞行循环;观察疲劳断口可以发现裂纹萌生形核起源于试验件近表面,疲劳裂纹的扩展以沿晶和穿晶两种方式进行,有明显的疲劳条带,在瞬时断裂区呈现韧窝形貌。     

2.5维机织复合材料疲劳寿命预测方法

针对疲劳载荷作用下的2.5维机织复合材料,建立了疲劳寿命预测方法.该方法主要包括单胞模型、疲劳失效判定准则和材料性能退化方法3部分.选取单胞模型为研究对象,利用三维有限元技术进行应力分析;引入改进的三维Hashin疲劳失效准则和Mises准则作为纤维束和树脂基体的疲劳失效判据;采用刚度性能突降准则描述疲劳失效后的材料性能,采用考虑纤维体积分数影响的剩余刚度和剩余强度退化模型描述失效前材料的性能.通过疲劳寿命预测值与试验值的对比,验证了疲劳寿命预测方法的有效性.研究表明:经向拉-拉疲劳寿命随经纱纤维体积分数增大而增加,纬向拉-拉疲劳寿命受纬纱纤维体积分数影响较小.      

基于模糊可靠性的飞机结构腐蚀疲劳寿命评定

腐蚀和腐蚀疲劳大大降低了LY12CZ铝合金的材料性能,严重地威胁着飞机的结构完整性和使用安全。飞机结构失效过程与所受的载荷、材料特性、服役的腐蚀环境等因素有关,由于各因素联合作用,失效过程损伤机理相当复杂,既有随机性又有模糊性。针对目前腐蚀疲劳寿命评估的常规概率方法的缺陷,基于通过对海军航空部队调研得到的飞机实际使用载荷谱,提出更合理、更贴近实际情况的模糊可靠性评估方法。讨论了蚀孔形状比和各模糊因素对结构寿命的影响规律,研究结果表明该模糊可靠性方法可以应用于飞机结构的腐蚀疲劳寿命评估。     

飞机起落架结构模糊疲劳可靠性分析

应用模糊数学方法对常规疲劳可靠性分析方法无法处理的模11?性不确定性问题进行描述,以某型飞机前起落架为例,根据起落架的试验载荷谱进行疲劳损伤分析.在此基础上,建立了基于Miner线性疲劳累积损伤及模糊数学理论的"累积损伤一临界损伤"动态于涉模型,定量分析起落架可靠性随疲劳寿命的变化规律.     

直升机复合材料结构疲劳寿命评定技术的研究进展与发展趋势

针对直升机复合材料结构的服役环境和外场使用经验,分析了复合材料结构在交变气动环境下所呈现出的高周疲劳载荷特征,指出复合材料疲劳在直升机复合材料结构设计中的必要性.对直升机复合材料结构疲劳定寿体系中涉及的疲劳载荷谱编制方法、损伤失效机理、寿命预测方法及疲劳试验验证4项关键技术的研究进展进行了概述,在此基础上,根据当前复合...     

层合板螺栓连接结构疲劳寿命预测

为了准确预测复合材料连接结构损伤的产生和扩展,基于单向板疲劳性能预测层合板螺栓连接结构疲劳寿命。用T300/BMP-316单向板试验数据对正则化疲劳寿命与剩余强度的参数进行拟合;在复合材料基体主控失效判据基础上增加纤维失效和分层失效判据,改进基于断裂韧性的失效准则判定损伤的产生和扩展;采用二级载荷疲劳寿命等效实现损伤的非线性累积,再对相应的损伤进行材料性能退化。预测结果与试验对比表明:对不同几何参数层合板连接结构的对数寿命预测与试验误差在5%以内,对不同应力水平下层合板连接结构的对数寿命预测与试验误差在10%以内,最终破坏模式及损伤区域的预测与试验结果吻合良好。     

20kHz频率下DZ125定向凝固高温合金的超高周疲劳行为研究

采用超声疲劳试验技术,研究了DZ125定向凝固高温合金在频率20kHz、载荷比R=-1下的超高周疲劳失效行为.结果表明:DZ125合金在循环周次大于108下仍发生了疲劳断裂;扫描电镜观察表明,DZ125合金的超高周疲劳裂纹均起源于试样的表面,经疲劳断口定量计算,超高周疲劳的萌生寿命约占总寿命的97.3%;电子背散射衍射(EBSD)分析表明,在超声振动应力的作用下,DZ125合金晶体发生了旋转,外加应力幅越大,晶体旋转的角度会略微增大,疲劳变形区域也略微增大,接近疲劳瞬断区的变形层深度最低;超高周疲劳试验结果经频率修正后,S-N曲线与常规低频疲劳的S-N曲线能很好地衔接.     

粉末冶金镍基高温合金FGH96高温疲劳寿命分散性特征

通过宽载荷水平大子样试验研究了缺陷对粉末冶金镍基高温合金FGH96的疲劳寿命分散性的影响,获得FGH96在宽载荷水平下的疲劳寿命分布特征.通过扫描电镜对疲劳失效断口进行统计分析,揭示缺陷在不同载荷条件下的作用.结果表明:①FGH96中导致疲劳失效的缺陷主要为非金属夹杂;②在高应力水平下（1200,1100MPa）下,导致表面萌生裂纹的夹杂是最差疲劳寿命的主导因素,使得疲劳寿命分散性较大;③在中间应力水平（1000MPa）下,在材料内部萌生裂纹的夹杂并不影响疲劳寿命的分散性;④在低应力水平（900MPa）下,疲劳破坏均萌生于内部,在材料内部夹杂处萌生的裂纹并不影响疲劳寿命的分散性.因此,在高应力水平下的寿命预测需要考虑缺陷信息.      

寿命系数定寿的原理和方法

通过对疲劳载荷谱损伤值的研究,发现金属材料的疲劳寿命与疲劳试验载荷谱损伤值成线性关系,即金属材料的疲劳寿命随疲劳试验载荷谱的轻重成线性关系。由此规律推导出寿命系数,通过寿命系数可以降低全尺构件的疲劳试验时间。根据已有的疲劳试验数据研究的寿命系数值显示,在平均谱(疲劳损伤值为50%)基础上加重至58.33%损伤谱可降低全尺寸疲劳试验时间11%,75%损伤谱可降低36%,91.5%损伤谱可降低51%。由此得出:为了减少全尺疲劳试验时间,可以用加重载荷谱进行全尺寸疲劳试验,获得重谱下的寿命,再利用样件的寿命系数将其还原到平均谱下的平均寿命,然后用规范规定的疲劳分散系数除以平均寿命,给出使用寿命。这样既实现了减少疲劳试验时间的目的,又不违背规范规定的疲劳分散数值,使飞机定寿既经济又可靠。     

复合材料层合板有限元分析及疲劳寿命预测

采用有限元方法对复合材料的疲劳进行模拟计算,建立有限元模型,进行疲劳寿命预测。把复合材料的疲劳失效过程模拟成为在外载荷作用下材料性能逐步退化、应力重分布、损伤累积的过程,并利用MSC．PATRAN／NASTRAN进行算列分析,并与试验结果相比较,误差较小,可以作为预测复合材料层合板寿命的方法。     

热振环境下钛合金薄壁结构疲劳寿命

由于钛合金薄壁结构长时间在飞行热振环境下结构内部产生不断变化的应力,可能引起结构疲劳失效,因此借助振动试验台搭建了高温振动疲劳测试系统,测定了20、150℃和300℃温度条件下钛合金悬臂薄板结构的随机振动S-N疲劳曲线,并建立了上述温度条件下钛合金悬臂薄板结构的疲劳寿命预测表达式,根据其计算得到的预测寿命与试验件的实际寿命相比误差较小,300℃、45.36 MPa应力水平下误差仅为3.76%。该方法可用于高温随机振动载荷作用下结构的疲劳性能和寿命预测研究。     

随机疲劳可靠度预测的状态分析方法研究

 两级载荷下的疲劳剩余寿命试验结果显示,在没有疲劳失效的情况下,若先施加低应力,则在后续的高应力下剩余寿命的标准差与该高应力下原始寿命的标准差相比变大;若先施加高应力,则在后续的低应力下剩余寿命的标准差与该低应力下原始寿命的标准差相比变小。根据两级循环载荷作用下剩余疲劳寿命分布规律的实验规律,以描述剩余寿命分布变化的数学模型为基础,提出了一个根据载荷历程作用下结构/ 零件状态变化预测随机载荷下疲劳可靠度的方法。使用该方法,可以根据已知的材料或零件的原始P-S-N 曲线,借助剩余寿命分布和载荷循环数—疲劳寿命干涉分析计算随机载荷作用下的疲劳可靠度。     

超载对无裂纹缺陷试件疲劳寿命的影响

采用无裂纹缺陷试件进行疲劳试验得到试件的疲劳寿命,同时利用考虑了记忆特性的局部应力应变法对试件的疲劳寿命进行定量分析。主要讨论了材料的记忆特性与可用性系数, 采用Neuber近似解法求出局部应力应变,然后按照Manson-Coffin公式求出各级载荷的疲劳寿命和对应的疲劳损伤,采用:Miner疲劳累积损伤理论估算疲劳寿命,最后讨论了超载对裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命的影响。     

基于BP神经网络的材料疲劳寿命可靠性仿真

疲劳累积损伤是一个非稳态过程中以遗传算法优化后的三层BP神经网络来真实描述疲劳损伤的复杂关系，并检验了BP网络模型的准确性。考虑到材料疲劳损伤临界值和载荷的分散性，建立了疲劳失效动态准则，运用蒙特卡罗随机抽样法来仿真材料疲劳寿命的可靠性。对调质45号钢在随机载荷和两级载荷作用下，进行疲劳寿命可靠性仿真，与实验结果和理论分析比较吻合。     

结构振动疲劳的工程分析方法

介绍了结构振动疲劳的概念；引入了结构在周期振动载荷和随机振动载荷作用下的振动疲劳曲线；提出了振动疲劳的线性和式累积损伤关系式以及振动疲劳的破坏判据；从工程角度给出飞机结构在随机振动载荷作用下的寿命分析方法，即利用正弦共振S-N曲线进行随机分析的方法以及借用声疲劳分析技术计算随机振动疲劳的方法等。     

飞机作动器耳片疲劳断裂失效分析

针对某型作动器在耐久性试验中出现耳片断裂的问题,将耳片受载分为静态冲击和动态冲击两种不同情况考虑,对耳片在作动器不同工作状态下的冲击载荷进行计算分析,并基于细节疲劳额定值（DFR）方法对耳片进行了疲劳寿命计算。分析结果表明,动态冲击载荷较静态载荷大、载荷循环多,导致耳片应力水平偏高、损伤偏大是耳片过早断裂的主要原因。针对断裂原因,提出增大耳片厚度的改进措施,并分析了改进措施的有效性。类似的作动器耳片设计中,应考虑动态冲击载荷对结构疲劳寿命的影响。     

基于流固耦合方法的柴油机排气管热机疲劳寿命研究

由于高功率大缸径柴油机的排气管处于高温、高压、强冲击的工作环境,承受复杂恶劣的热机载荷,使得疲劳失效问题日渐突出.为解决工程中的排气管疲劳失效故障,基于流固耦合仿真分析的方法,研究了多通排气管在热载荷、机械载荷和热机耦合载荷三种不同条件下的疲劳损伤机理以及低周疲劳寿命.结果表明,单纯交变热载荷不足以造成排气管低周疲劳失...     

基于最差件等寿命曲线的桨轴高低周复合疲劳寿命分析

以Goodman曲线为基础,构造了考虑应力集中系数和疲劳极限强度分散系数影响的最差件等寿命曲线,然后基于最差件等寿命曲线建立了桨轴高低周复合疲劳寿命分析方法,用于预测桨轴的安全寿命,并给出了预测方法的适用范围为低周103～105次循环。采用此方法对两种载荷下的某型航空发动机桨轴进行了高低周复合疲劳寿命预测,并与试验结果进行了对比。结果表明:基于最差件等寿命曲线的桨轴高低周复合疲劳寿命分析方法成功预测一组安全寿命低于低周1 000次循环的载荷,且另一组载荷预测结果也与试验结果相吻合,预测方法是可行的。      

铝合金薄板冲击后疲劳试验与谱载寿命

对航空铝合金2524-T3和7075-T62薄板分别进行了4种不同冲击能量的低速冲击试验,并对冲击后薄板进行了静力拉伸、恒幅加载疲劳性能及块谱加载疲劳寿命试验,研究了冲击凹坑尺寸（或冲击能量）对静力性能、疲劳强度以及疲劳寿命的影响;根据断口形貌和试验观察,分析和讨论了冲击对疲劳特性和损伤机理的影响。为估算冲击后薄板谱载疲劳寿命,在试验基础上提出新的冲击后薄板疲劳性能S-N-K_t表征模型,采用新模型处理试验数据,得到的理论结果与试验数据吻合良好。基于Johnson-Cook本构方程,建立了冲击后铝合金薄板的非线性弹塑性有限元模型,模拟了冲击凹坑附近的残余应力和应力集中;利用冲击后薄板疲劳性能S-N-K_t模型,预测了冲击后的航空铝合金2524-T3和7075-T62薄板的块谱疲劳寿命,预测结果和试验数据吻合良好,精度可接受。     

涡轮盘定心衬套失效模式与疲劳寿命研究

针对涡轮盘定心衬套的结构特点和各工况下的载荷形式,分析了它的失效模式.确定其寿命消耗主要为在高温、高机械负荷作用下的多轴低循环疲劳破坏.通过建立了高压涡轮转子整体分析模型,模拟定心衬套主要工况下的各种载荷和约束条件;定心衬套工作状态的温度场条件是利用相关冷却气流参数进行稳态对流换热仿真计算得到的.采用弹塑性有限元分析方法,计算中充分考虑了高压涡轮转子主要部件的相互影响,获得了定心衬套主要工况下危险点的最大应力应变循环.根据危险点的计算结果,利用不同的低循环疲劳寿命方程对危险点进行寿命预测,并对得到的结果进行分析和比较.研究结果表明,定心衬套的存在两个危险点,一是冷却气孔边受轴向载荷作用,二是衬套内壁后缘倒角处受径向和轴向载荷作用.