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腐蚀疲劳是老龄飞机普遍存在的问题,同时也是飞机失效的重要原因之一。因此,必须及早发现腐蚀、腐蚀疲劳裂纹。我们在研究腐蚀疲劳裂纹检测方法的同时,研究了其检出概率问题,做出了腐蚀疲劳裂纹检出概率曲线,供工程参考使用。 相似文献
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GH4169合金疲劳裂纹扩展性能的试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本研究中对GH4169高温合金的疲劳裂纹扩展性能进行了试验研究。主要进行了400℃~600℃范围内的疲劳裂纹扩展试验.其中对GH4169环形锻件进行了室温下的疲劳裂纹扩展试验。结果表明,在400℃-600℃范围内,温度对GH4169高温合金疲劳裂纹扩展性能的影响很小,随温度上升,裂纹扩展速率稍有加快;优质成分对GH4169高温合金的疲劳裂纹扩展性能几乎没有影响,在相同温度下,YZGH4169与GH4169的疲劳裂纹扩展速率几乎一样;材料品种对YSGH4169高温合金的疲劳裂纹扩展性能有一定影响,YSGH4169锻件比棒材的疲劳裂纹扩展性能要好一些。 相似文献
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在直升机部件的疲劳试验及强度研究中,利用声发射技术监测可以更早地发现裂纹的萌生、位置及扩展情况,能有效地发现损伤部位和损伤程度。改进及提高声发射技术对疲劳试验状态下的裂纹检测效率和精度,是准确评估直升机各重要构件寿命的关键。本文基于将声发射技术应用到直升机部件疲劳裂纹检测中,对噪声的抑制进行了研究。 相似文献
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本文概略介绍了无损检测技术在飞机损伤容限设计中的地位和作用,并通过对歼七飞机平尾大轴的疲劳试验,获得疲劳裂纹的形成过程及扩展特性,从而为飞机损伤容限设计提供可靠数据。 相似文献
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对30CrMnSiNi2A在5种单一腐蚀环境和3种组合环境下的疲劳裂纹扩展特性进行了试验研究。通过试验获得的裂纹扩展数据,采用Paris公式进行条件拟合,得到各种环境下的裂纹扩展常数G,并作了对比分析。结果表明,腐蚀环境的参与使30CrMnSiNi2A的疲劳裂纹扩展速率明显加快,不同腐蚀环境对疲劳裂纹扩展速率的影响程度不同,但腐蚀介质对临界裂纹长度的影响很小。 相似文献
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蚀坑腐蚀引起的疲劳损伤过程包括七个阶段:蚀坑成核,蚀坑扩展,蚀坑转变为小裂纹,小裂纹扩展,小裂纹转变为长裂纹,长裂纹扩展及断裂,用解析的一阶可靠性方法(FORM)和蒙特卡洛模拟方法,计算了铝合金腐蚀疲劳寿命得到了疲劳寿命累积分布函数(CDF),进行了概率敏感性分析同时研究了几个随机变量及其变异系数(COV)对预测疲劳寿命的影响。 相似文献
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结构连接件全寿命可靠性研究 总被引:1,自引:1,他引:0
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 相似文献
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赵鑫 《民用飞机设计与研究》2021,(2):94-99
民用飞机气密腹板主要承受机舱内部的气密载荷,气密腹板在面外气密载荷循环作用下可能发生疲劳破坏,产生裂纹,为研究气密腹板的疲劳性能,提出了一种裂纹预测分析方法,并通过疲劳试验验证方法的可行性。根据飞机气密腹板结构的传力特征和试验测量结果,确定了气密腹板疲劳典型部位和循环受载严重工况。选取疲劳典型部位腹板格子(包含连接紧固件),以六面体单元为最小单元建立精细有限元模型,进行仿真分析,分析得到裂纹发生位置以及裂纹发生机理和实际检测结果一致。基于细节疲劳额定值(detailed fatigue rating,简称DFR)法和疲劳检查表,进行气密腹板疲劳寿命分析,采用NASGRO软件进行气密腹板裂纹扩展寿命分析,裂纹萌生并扩展到临界裂纹长度的疲劳试验循环次数接近裂纹发现时次数,且理论分析偏保守。 相似文献
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飞机结构的腐蚀疲劳及其控制 总被引:1,自引:0,他引:1
简述了环境介质对飞机结构疲劳裂纹形成和扩展的影响,讨论了腐蚀疲劳扩展的特点,从工程实践出发推荐了用于工程结构腐蚀疲劳裂纹扩展分析的基本方程。 相似文献
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加工了一定量数量的钛合金多孔板件试验件,研究了其疲劳性能及可检性,研究了无损检测可靠性,做出了裂纹检测概率曲线,以便指导实际飞机结构(钛合金)的裂纹监测,为飞机结构检测大纲的制定提供了一定的依据。 相似文献
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杜洪增 《中国民航学院学报》1992,10(2):1-9
在飞机结构疲劳试验中,正确地给出裂纹的临界长度和扩展寿命是圆满完成疲劳试验,并保证损伤后的飞机能够通过剩余强度试验的关键环节。本文采用能量释放率法计算了安-24飞机延寿疲劳试验中主要裂纹的应力强度因子.并确定了临界长度和扩展寿命。这为适时结束安-24飞机疲劳试验,进行l审j余强度试验提供了理论分析依据,这里所给出的确定裂纹临界长度和扩展寿命的分析方法,对飞机结构疲劳试验和剩余强度试验有较高的参考价值;同时,这种分析方法对服役飞机出现裂纹后正确确定检测周期也具有一定参考价值。 相似文献
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基于计算机视觉的裂纹自动识别算法在飞机全尺寸疲劳试验中具有较好的工程应用前景。但由于飞机结构构型多样、疲劳试验环境复杂,直接应用现有的目标检测算法会存在较高的误判率。因此,提出一种基于关键部位状态对比的裂纹识别方法,以人脸识别模型FaceNet为基础,利用对比机制消除结构表面纹理、划痕等干扰因素的影响,并通过对裂纹数据结构和特征分布规律的分析,对FaceNet模型的样本生成规则、网络架构和损失函数进行了适应性改进。该方法具有对裂纹敏感、对图像质量要求低的特点。在疲劳试验环境中,该方法对长度为0.2~5 mm裂纹的检测准确率为97.6%,相较于现有方法优势明显。 相似文献
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介绍了B737—300型飞机后机身两侧蒙皮的疲劳裂纹损伤情况,研究分析了该部位产生疲劳裂纹的原因,给出了疲劳裂纹的检查方法。 相似文献
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本文对某机型尾浆毂轴套耳片疲劳裂纹产生的根源,着重从影响产品疲劳特性的结构设计,设计选材,载荷及生产工艺等主要因素进行了分析,通过理论分析认为,引起疲劳裂纹的最大可能性是工艺加工所致,经过产品的断口分析及取样测试,确认为机械加工粗糙,有关尺寸不符合图纸要求,是这次疲劳裂纹产生的直接原因。 相似文献
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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。 相似文献
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时效状态对7055铝合金疲劳裂纹扩展速率的影响 总被引:2,自引:1,他引:2
研究了室温大气环境下欠时效态和峰时效态7055铝合金的疲劳裂纹扩展行为,并分别利用透射电镜和扫描电镜对合金的微观组织及疲劳断口进行分析.结果表明,欠时效态合金的疲劳裂纹扩展速率较慢,表现出较大的疲劳裂纹扩展抗力.而峰时效态合金的疲劳裂纹扩展速率较快,疲劳裂纹扩展抗力较小.用位错的平面滑移性和循环滑移可逆性解释了时效对疲劳裂纹扩展速率的影响.欠时效态和峰时效态的疲劳断口均以穿晶为主.在疲劳裂纹的第二扩展阶段,欠时效态合金呈现清晰的疲劳条纹,而峰时效态合金出现二次裂纹,未发现疲劳条纹. 相似文献