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腐蚀/疲劳交替作用下飞机金属材料疲劳寿命计算方法 总被引:3,自引:0,他引:3
使用环境下飞机金属结构剩余寿命评定是确定飞机结构疲劳寿命与日历寿命关系的关键。为此,本文模拟飞机结构经历的"地面腐蚀+空中疲劳"过程,提出了腐蚀/疲劳交替作用下飞机金属材料的疲劳寿命计算方法。首先,通过分析2A12-T4铝合金试样预腐蚀/疲劳试验结果,发现其在模拟腐蚀/疲劳交替作用时计算得到的疲劳寿命偏于保守。随后,根据2A12-T4铝合金试样真实的交替试验结果,采用回归算法,建立了基于均匀分布耦合损伤形式的腐蚀/疲劳交替寿命计算模型;并分别采用BP、Elman神经网络对上述模型的计算结果进行验证。结果表明,本文提出的均匀分布耦合损伤模型计算结果与真实试验结果吻合较好;通过进一步的计算与试验对比发现,该模型也可以用于加载循环与腐蚀周期组合发生变化时的疲劳寿命预测,具有较好的适用性。 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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三维广布裂纹疲劳扩展分析 总被引:2,自引:1,他引:2
飞机结构表面由于腐蚀、疲劳等原因存在三维广布裂纹,相邻裂纹在疲劳载荷作用下相互影响、相互促进,从而加速了结构破坏。为了探讨并求解三维广布裂纹结构的疲劳寿命,选取表面有两个半椭圆形表面裂纹的有限厚矩形板为计算模型,采用参数化有限元方法,求解裂纹前沿的应力强度因子、裂纹扩展方向和裂纹扩展增量,建立并应用应力强度因子变化历程,采用循环接循环损伤累积方法,对结构在疲劳载荷作用下的寿命进行了预测。预测结果为复杂环境中三维广布裂纹飞机结构的寿命评估提供了参考。 相似文献
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基于高斯权值-混合建议分布粒子滤波的疲劳裂纹扩展预测 总被引:1,自引:1,他引:0
飞行器结构的疲劳裂纹扩展预测对保障结构安全、实现视情维护具有重要意义。结合粒子滤波算法和结构健康监测方法进行在线的疲劳裂纹扩展预测是近年来刚刚开始研究的新方法,该方法通过状态空间模型表征疲劳裂纹扩展过程中的不确定性,同时通过贝叶斯方法将结构健康监测所获取的结构实际裂纹观测值用于修正裂纹扩展模型的预测误差,实现更准确的疲劳裂纹扩展在线预测。由于该方法的研究刚刚开展,已有研究中粒子滤波算法的重要性密度函数往往简单选取为先验转移概率密度,存在严重的粒子退化问题。另一方面出于简单考虑,仅采用表征裂纹稳定扩展区的Paris模型。针对上述问题,本文提出一种基于高斯权值-混合建议分布粒子滤波的疲劳裂纹在线预测方法,基于表征裂纹全扩展区域的NASGRO裂纹扩展模型建立疲劳裂纹扩展状态方程,以主动Lamb波监测方法实现结构裂纹的在线监测,借助在线结构健康监测的优势,在粒子滤波时选取重要性密度函数为观测概率密度和先验转移概率密度的混合分布,同时基于先验估计获取高斯权值进行权值更新。本文进一步进行了仿真研究,结果表明所提出的方法优化了疲劳裂纹扩展预测的准确性。 相似文献
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含孔金属结构的孔边裂纹监测对于保障飞行安全,增强飞机结构可靠性具有重要意义。为实现对孔边裂纹扩展的监测,进行含有孔边角裂纹的含孔铝合金板疲劳加载试验,得到含孔铝合金板试验件的a-N 曲线以及孔边裂纹扩展过程中光纤光栅应变传感器中心波长偏移量;利用包络分析法、BP 神经网络等损伤识别算法对试验数据进行处理与分析;建立能够以光纤光栅应变传感器中心波长偏移量识别孔边裂纹扩展的监测模型,并通过试验对监测模型进行验证。结果表明:此监测模型可有效识别出孔边角裂纹的扩展与穿透,对孔边角裂纹扩展长度监测的准确度达到了97.2%,未来可应用于全机地面疲劳试验、飞机结构健康监测等多种场景。 相似文献
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飞机结构X 射线图像评定过程存在复杂背景下裂纹分割不准、检出难等问题。基于高效层聚合网络提出一种飞机结构X 射线裂纹图像智能评定模型(ELAN-Seg),将ELAN-Seg 模型和DeepLabv3+模型的射线图像裂纹分割能力进行对比,结合图像处理技术对模型分割的裂纹长度进行评估,利用飞机强度试验及外场维护过程采集的X 射线图像对模型进行验证。结果表明:分割的最小裂纹长度约为3 mm,ELAN-Seg 模型对复杂背景射线图像裂纹分割更加准确,裂纹漏检率小于3.8%,该模型具有工程适用性。 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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基于IDS的铝合金预腐蚀疲劳寿命研究 总被引:8,自引:2,他引:8
模拟飞机服役环境,对航空LY12铝合金试验件做了腐蚀试验,然后通过疲劳试验得到LY12铝合金新试验件和预腐蚀试验件的疲劳寿命数据。分析了腐蚀对航空LY12铝合金的影响。通过观测断面腐蚀坑的尺寸,基于初始不连续状态(IDS)建立了把腐蚀坑看做表面裂纹的几种模型,并对几种裂纹模型的疲劳寿命计算结果和实际试验结果进行了对比分析。结果表明:直接把腐蚀坑看做表面裂纹是不合理的,考虑材料初始不连续状态所建立的表面裂纹模型计算结果和试验结果比较吻合;随着腐蚀坑的增大,裂纹模型2更为合理。所以,很难用一个合适的裂纹模型来描述腐蚀坑,只有把腐蚀坑分组才有可能得出更精确的描述。 相似文献
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对飞机结构疲劳寿命进行预测研究,具有重要的军事意义与凸显的经济价值,本文以某型军用飞机关键结构部件——水平尾翼为具体研究对象,采用通过飞机结构疲劳寿命试验专用平台得到的水平尾翼疲劳寿命的真实试验数据,运用灰色相关理论建立非等间距GM(1,1)模型,应用此模型预测飞机结构部件的疲劳寿命,并通过试验对所建模型的准确性与有效性进行验证。试验表明,非等间距的GM(1,1)模型能准确地预测飞机结构部件的疲劳寿命,降低TOM(1,1)模型的预测误差,拓宽‘TGM(1,1)模型在飞机结构疲劳寿命预测领域的应用范围,具有很好的工程实用价值。 相似文献
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不同于基于线弹性断裂力学(LEFM)的经典裂纹扩展模型,基于平均扩展速率的裂纹扩展模型通过形式简单的经验公式来描述随机载荷谱下单位飞行小时的平均裂纹扩展,该模型将随机谱当作"当量常幅谱"处理,模型中仅有两个特征参数,反映了所有复杂的载荷顺序效应及其他影响。基于该模型,进一步提出速率类比法则,可基于试验谱下扩展速率对未试验谱下扩展速率进行合理预测。首先介绍了基于Frost&Dugdale公式和基于Paris公式的平均扩展速率模型的内涵及参数推导方法,然后通过典型机身框关键部位模拟件在多种随机谱下的疲劳试验数据对平均扩展速率模型和速率类比法则进行试验验证。经对比分析,推荐使用基于Paris公式的平均扩展速率模型。经验证,采用基于Paris公式的模型和速率类比法则,可实现随机载荷谱下裂纹扩展速率和寿命的高精度预测。同时,速率类比法则的准确度与理论参数推导时选取的经典LEFM模型有关。平均扩展速率模型和速率类比法则为外场飞机单机寿命监控提供了一种可靠的疲劳寿命预测方法。 相似文献
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针对老龄飞机的结构损伤状况,分析了传统的飞机结构损伤检测方法,重点讨论了成像技术的特点以及在老龄飞机结构疲劳裂纹和腐蚀检查中的应用. 相似文献
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飞机结构部件疲劳寿命预测技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为解决飞机结构部件疲劳寿命有效预测的难题,以实现视情维修,提升飞机的安全性与可靠性,本文以某型军用飞机某一关键结构部件———水平尾翼为具体研究对象,对其进行疲劳寿命预测技术研究。采用飞机结构疲劳寿命专用试验平台,对飞机水平尾翼进行长期疲劳寿命试验,得到疲劳寿命真实试验数据,运用模糊相关理论及强化函数,建立混合疲劳寿命预测模型,应用此模型对飞机水平尾翼疲劳寿命进行预测研究。试验结果表明,所设计的模型预测准确性较传统M iner模型有了很大提高,具有很好的工程实用价值。 相似文献
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介绍了某型飞机翼身主交点框下部疲劳寿命的试验方法及其结果, 还介绍了考虑预加高载对结构疲劳寿命影响的元件疲劳寿命试验。文章指出, 随着飞机使用范围的扩大, 环境影响引起的材料腐蚀损伤已成为飞机机体结构的致命杀手。在主交点框下部发生的环境腐蚀疲劳裂纹问题就是一个实例, 必须引起飞机总设计师和广大设计人员的重视。 相似文献