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通过对不同预腐蚀时间下搭接件疲劳试验和断口宏微观的分析,得到不同预腐蚀时间下微动对搭接件疲劳寿命的影响规律。引入应力强度因子影响系数β用于修正微动效应对搭接件孔边裂纹应力强度因子的影响,针对不同腐蚀时间裂纹成核位置不同,利用裂纹扩展分析软件AFGROW建立了考虑微动影响的两种疲劳寿命计算模型。研究结果表明:微动和腐蚀的交互作用使搭接件的寿命减少更大,对于未腐蚀和腐蚀较轻的搭接件,由于微动作用,裂纹一般起源于螺栓孔处靠近螺栓孔沉孔区的螺栓体区,微动损伤占主导;对于腐蚀较重的搭接件,腐蚀占主导作用,裂纹一般起源于孔壁与接触面相交处。在考虑微动影响下,疲劳寿命预测值与试验值吻合较好,模型更加合理。 相似文献
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老龄结构分析中腐蚀坑与等效裂纹间的量化关系 总被引:5,自引:0,他引:5
通过对航空结构的主体材料LY12-CZ进行预腐蚀试验,得到在不同条件下的腐蚀坑尺寸,然后进行疲劳试验并得到试验件寿命,再利用蒙特卡罗(MonteCarlo)方法对Paris公式进行数值积分并求解非线性方程,从而确定了与已知尺寸腐蚀坑有相同寿命所对应的等效表面裂纹的尺寸,最后把等效裂纹和腐蚀坑的尺寸分别代到模拟软件AFGROW内进行寿命预测并和试验疲劳寿命进行了比较。结果发现,把腐蚀坑等效为具有相同寿命的表面裂纹时,等效表面裂纹的尺寸比对应腐蚀的尺寸小19.7%-22.5%。 相似文献
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采用表面打磨,80℃、接触压固化的方法,利用碳纤维/双马复合材料预固化补片对边缘裂纹的铝合金厚板进行双面胶接修补,测试修补前后的静态和疲劳性能,并结合高低温老化和常温油浸试验考核其耐煤油性。结果表明:修补后平均破坏载荷由94.313 kN增加到143.593 kN,提高了52.25%;疲劳寿命由2 019次循环增加到34 698次循环,提高了16.19倍;临界裂纹长度由13.5 mm增加为27.5 mm;裂纹扩展速率由2.72 mm/1 000循环降低为0.59 mm/1 000循环。在300次循环高低温油浸及180 d的常温油浸试验条件下,燃油对试验件疲劳性能无影响,同时修补试验件对煤油品质无明显影响。 相似文献
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吴森 《南京航空航天大学学报》1991,(4)
本文根据紧固件与紧固孔的间隙配合、平滑配合或干涉配合情况具有的不同接触应力和干涉应力、应变分析特点,研究了用Neuber方程分析孔边局部应力、应变等循环参数和用Manson-Coffio应变疲劳寿命方程估算无传载紧固孔的痨劳寿命方法。例举的紧固件与紧固孔不同配合试验件的疲劳寿命试验结果与本文利用应力严重系数法分别计算的结果对比表明,本文所述的无传载紧固孔疲劳寿命估算方法与试验结果是比较一致的。这一循环参数分析和疲劳寿命估算方法为典型机翼下壁板结构的疲劳寿命估算建立了基础。 相似文献
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飞机结构寿命包线是飞机结构在安全使用条件下疲劳寿命与日历寿命的边界线;在其概念的基础上,考虑疲劳寿命与日历寿命的相互影响关系,提出了通过预腐蚀疲劳试验确定飞机结构寿命包线的腐蚀影响系数法,建立了典型服役环境下飞机金属结构腐蚀疲劳关键件的剩余寿命预测方法,并给出了在飞行强度变化条件下的剩余寿命预测实例。飞机结构寿命包线确定方法与剩余寿命预测方法的建立,为飞机结构单机寿命(疲劳寿命与日历寿命)监控奠定了基础。 相似文献
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飞机座舱有机玻璃结构疲劳寿命估算的局部应力法 总被引:1,自引:0,他引:1
基于飞机座舱有机玻璃为脆性材料的特性,提出估算飞机座舱有机玻璃结构件疲劳寿命的局部应力法。它以缺口件韧带上距离缺口根部d处的局部应力为参数,对照光滑试验件的S-N曲线,利用线性累积损伤理论,可以较好地预测结构件的疲劳寿命。对飞机座舱有机玻璃YB3的三种结构件进行了疲劳试验和寿命分析,结果表明:寿命估算结果与试验结果吻合较好。 相似文献
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提出采用拉伸高速铣削新方法来提高钛合金等难加工材料的疲劳性能.进行了TC4钛合金的拉伸高速干铣削试验,拉伸装夹应力从0~327 MPa,铣削速度从190~570 m/min,其他加工条件保持不变.对铣削件进行低周疲劳试验,建立疲劳裂纹监测系统对疲劳裂纹进行在位停机拍摄,并用JSM-7001F型场发射扫描电镜对疲劳断口进行观察.结果表明在高速铣削中采用拉伸装夹能使试件疲劳寿命提高8%~16%,这归因于拉伸铣削形成了更为有利的表层残余压应力层,延长了疲劳裂纹萌生寿命. 相似文献
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对在EXCO溶液中预腐蚀后的LC4CS光滑试件和缺口试件进行疲劳试验,得到不同预腐蚀时间的S-N曲线及预腐蚀疲劳缺口系数。通过分析腐蚀过程,阐述了腐蚀对疲劳缺口系数的影响机理,建立了描述预腐蚀疲劳缺口系数的两参数模型,并进行了试验验证。结果表明:LC4CS材料的疲劳缺口系数随预腐蚀时间呈现出先降后升的变化趋势,其拐点出现在剥蚀开始阶段。 相似文献
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飞机连接耳片故障诊断疲劳损伤评估专家系统 总被引:2,自引:0,他引:2
连续耳片是飞机上的重要部件,其使用环境恶劣,极易出现故障引起失效。本文根据大量的数据、表格和曲线,用Delphi程序设计构造了专家系统的知识库及推理机,从静强度、疲劳强度、疲劳寿命、断裂损伤、临界裂纹及裂纹扩展寿命等方面,结合材料性能、表面加工、干涉配合、大气环境及表面强化等因素,对飞机连接耳片进行疲劳损伤容限的评估。提出了用剩余强度裕度、疲劳裕度、断裂判据、临界裂纹长度、挤压系数、耳片疲劳额定许用基准值、耳片孔边单裂纹综合构形因子、耳片几何因子、耳片试验试件系数、试验可靠性系数、置信系数和特征寿命等参数进行评估的方法。 相似文献
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阳极氧化对7075铝合金疲劳性能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
研究了铬酸与硫酸阳极氧化对7075铝合金疲劳性能的影响,结果显示,铬酸阳极氧化在ΔK较小时,能显著降低7075-T6铝合金在空气中疲劳裂纹扩展速率以及在3.5%NaCl溶液中的腐蚀疲劳裂纹扩展速率,而在ΔK较大时对疲劳裂纹扩展的速率几乎没有影响,却使腐蚀疲劳裂纹扩展速率明显增加.在实验室空气中经铬酸阳极氧化的铝合金的疲劳断口裂纹扩展的皱褶更为细致,腐蚀疲劳断口则几乎见不到裂纹扩展形成的辉纹.还发现ΔK在300~700 N/mm3/2之间,硫酸阳极氧化使7057-T6铝合金疲劳裂纹的扩展速率增大,只是当ΔK较大时增加的幅度不是十分明显,却能在较宽的ΔK范围内显著降低铝合金腐蚀疲劳裂纹的扩展速率. 相似文献
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本文较为详细地综述了预测疲劳裂纹形成寿命的局部应力应变法,分析评论了各种算法的优劣,分析了三个试验和计算的结果,结果表明,瞬态应力-应变曲线和等效应变-寿命曲线的组合算法精度最好。 相似文献
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飞机结构疲劳寿命分析的一些特殊问题 总被引:4,自引:1,他引:4
姚卫星 《南京航空航天大学学报》2008,40(4)
简要介绍了当前飞机结构疲劳寿命分析中遇到的腐蚀疲劳、蠕变疲劳、振动疲劳和复合材料疲劳等特殊问题,回顾了解决这些问题已有的主要处理方法,并介绍了作者的一些研究成果,从疲劳寿命评估方法论的角度,讨论了处理这些问题还需要进行的基本研究. 相似文献
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用改进的均方根法估算谱载下疲劳裂纹起始寿命 总被引:5,自引:0,他引:5
根据变幅疲劳的基本特性,对估算谱载下疲劳裂纹起始寿命的均方根法作了改进。三种谱载下十一组变幅疲劳试验数据的评价结果表明,改进的均方根法在保留均方根法原有的仅依赖于等幅疲劳试验数据、计算方便的优点的同时,计算精度有了明显提高。 相似文献
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板间摩擦对航空连接件疲劳性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
针对某型飞机外翼下壁板典型连接件结构,建立了三维有限元接触模型,对其细节弹塑性应力进行了分析,并利用局部应力应变法估算了其疲劳寿命.研究发现,连接件的疲劳性能对搭接板之间的摩擦条件是较为敏感的,随着摩擦系数的减少,板之间的摩擦力下降,孔边局部应力增大,连接件的疲劳性能下降.最后,对不同摩擦条件下的航空模拟搭接试件进行疲劳试验,试验结果与寿命估算结果较为一致,验证了分析方法的有效性. 相似文献