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钛合金结构损伤容限设计可行性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对飞机结构常用金属材料损伤容限特性进行了对比分析,针对TC4和TA15损伤容限特性较差的缺点,研制出两种超低间隙(ELI)钛合金TC4ELI和TA15ELI,并对其进行结构损伤容限设计可行性论证。进行了两种超低间隙钛合金和普通钛合金裂纹扩展寿命、剩余强度和疲劳全寿命对比实验。实验结果表明:具有片层组织的超低间隙钛合金相对于普通成分钛合金断裂韧性和裂纹扩展特性有明显改善,剩余强度和疲劳全寿命相当;应力水平相当时,超低间隙钛合金工程可检裂纹扩展寿命比航空结构中常用铝合金稍长。因此,对于超低间隙钛合金TC4ELI和TA15ELI可以进行损伤容限设计。 相似文献
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采用简单有效的方法对复杂的飞机结构进行损伤容限评定具有重要的意义,提出一种简单有效的应力强度因子获取方法,并结合损伤容限分析的一般流程,分析某机身框地板梁缘条含裂纹修补结构的疲劳寿命及使用寿命期内结构的剩余强度。根据机身框地板梁结构受载特点建立简化的分析模型,计算单位载荷时不同长度下裂纹尖端应力强度因子,再由结构边界载荷与应力强度因子的关系确定无量纲应力强度因子;根据损伤容限分析方法编制程序,计算结构在飞行载荷谱下从初始裂纹扩展到临界长度的寿命及各裂纹长度下结构的剩余强度,给出结构检查间隔。结果表明:结构修补后的疲劳寿命及剩余强度均满足损伤容限设计要求。本文给出的损伤容限分析过程及方法可应用于工程中类似结构的损伤容限评定。 相似文献
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材料选用是飞机研制过程中的一项重要内容,选用材料的好坏直接影响飞机性能的优劣,飞机选材需要考虑多个因素。某型水陆两栖飞机按照疲劳、损伤容限设计原则进行结构设计。通过对某型水陆两栖飞机载荷工况和服役环境的分析,结合飞机基本选材原则和某型水陆两栖飞机结构设计对材料的静强度性能,疲劳、损伤容限性能,耐腐蚀性能等的要求,综合考虑铝合金材料特点、适航性、成本及供货等因素,最终提出某型水陆两栖飞机结构的铝合金材料选材方案。 相似文献
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2324—新型高强高韧铝合金 总被引:1,自引:0,他引:1
本文简要介绍了新型2324-T39合会厚板的发展背景和应用概况。2324-T39合金状态的厚板具有高强高韧等特点,可以代替目前广泛用于飞机构件的2024-T351厚板、既可节省重量,又不降低断裂韧度和抗疲劳性能。 相似文献
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概括了影响高强度铝合金腐蚀疲劳的环境与力学因素,阐述了铝合金腐蚀疲劳裂纹形成与扩展的机理,介绍了结构腐蚀疲劳裂纹形成与扩展寿命的分析方法,为腐蚀环境下飞机铝合金结构的抗疲劳设计、耐久性与损伤容限评估提供参考。 相似文献
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考虑工作应力和剩余强度的随机性,建立了航空复合材料结构概率损伤容限评估的应力-剩余强度干涉模型,以复合材料直升机平尾结构为研究对象,统计分析了工作应力、损伤尺寸、初始强度和疲劳极限等随机因素,基于考虑损伤尺寸效应的剩余强度模型,利用Monte-Carlo方法,评估了复合材料直升机平尾结构的失效概率。结果表明,建立的航空复合材料结构概率损伤容限评估方法是可行的,考虑了复合材料结构制造和服役过程中众多随机因素对剩余强度的影响,符合实际情况;损伤类型和损伤修复效率对复合材料直升机平尾结构的失效概率有显著影响,穿透型损伤对平尾结构可靠度的不利影响大于分层损伤,平尾结构的失效概率随着修复效率增大而降低。 相似文献
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对14种复合材料体系约800个试样进行了冲击阻抗和含损伤层压板压缩强度试验研究,研究发现对于同一种复合材料层压板的冲击能量.凹坑深度曲线和凹坑深度.压缩破坏应变曲线均存在拐点,在出现拐点后内部的分层损伤叠加面积基本上不再增加,压缩剩余强度基本上不再降低,表面冲击部位开始出现纤维断裂。研究表明采用传统CAI来表征损伤容限性能的方法可能得到与实际结构损伤容限特性相反的结论,因此,提出了利用拐点附近特性来表征复合材料层压板的抗冲击行为(包括损伤阻抗和损伤容限)的建议,即分别采用QSI方法得到的准各向同性层压板的最大接触力Fmux和压缩破坏强度(应变)的门槛值CAIT来表征复合材料层压板的损伤阻抗和损伤容限行为。 相似文献
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对8090损伤容限型及中强型合金地比较研究,研究发现,8090合金在两种状态下,其组织存在关显著差异;中强型合金的主要强化相为δ和S相,而损伤容限型合金则是细小的δ相。由于其组织不同,因而其性能也明显不同, 务奶型合金的强度要低但塑性较高。两种合金的性能对预拉伸的敏感程度也不同,中强型合金对预拉伸敏感,经预拉伸后其强度要高一些。断口SEM分析表明,中强型合金以穿晶沿晶混合模型断理解,而损伤容限型合 相似文献
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斯而健 《民用飞机设计与研究》2004,(3)
前言
现代民用飞机设计必须满足长寿命、高可靠性和低维修成本的要求,也就是说,新设计的飞机结构必须具有可靠的安全性和良好的经济性.这就使得损伤容限设计成了新型民机设计的关键技术,而损伤容限评定和疲劳评定成了运输类飞机适航审定的重头戏. 相似文献
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广义损伤容限评定与设计专家系统王生楠,傅祥炯(西北工业大学飞机强度所,西安,710072)EXPERTSYSTEMFORGENERALIZEDEAMAGETOLERANCEASSESSMENTANDDESIGN¥WangShengnan;FuXian... 相似文献
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长期以来,一直采用CAI(冲击后压缩强度)来评定复合材料抗冲击和损伤的能力,大量实验数据证实,它是个物理意义比较含混的力学量,不能正确指导材料研究和设计选材。研究表明,复合材料结构的抗冲击耐久性和含冲击损伤的损伤容限分别对应于材料体系的损伤阻抗和损伤容限,并可以分别用对应静压痕力~凹坑深度曲线拐点的压痕力Fknee,和凹坑深度~压缩破坏应变曲线门槛值CAIT(Compression failure strain After Impact Threshold)来表征。 相似文献
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本文简要介绍了某系列飞机结构可靠性验证和寿命评估的方法和结果。包括疲劳载荷谱、疲劳/耐久性和损伤容限分析、全尺寸结构疲劳试验、结构细胞调节改进及使用寿命的可靠性保障体系。实践表明,该项研究不但大大的提高了飞机机队的安全性,是具有显著的经济效益。 相似文献