热声载荷下薄壁开孔结构振动响应与寿命预估

金属薄壁开孔结构在强热声载荷下,表现出大挠度强非线性响应特性,疲劳寿命缩短。基于时域的基础上,利用有限元法(FEM)结合降阶模态法(ROM)获取4边固支开孔薄板在不同热、声载荷组合下的位移和应力的动态响应,并进行响应时间历程和功率谱(PSD)的统计分析。采用雨流计数法和Morrow平均应力模型,结合Miner线性累积损伤理论对结构进行疲劳寿命的预估和分析。结果表明:屈曲后的位移响应由热声载荷的相对强弱决定。此外,屈曲前结构随热、声载荷的增加,寿命缩短。屈曲后,持续跳变使得结构的寿命缩至最短;进入间歇跳变区域,间歇时间短的跳变要比间歇时间长的跳变造成的结构损伤大,即快频跳变引起的损伤更大。跳变结束后,随着温度的升高,寿命先延长后缩短。     

热声载荷下薄壁结构振动响应试验验证与疲劳分析

由于热声环境下金属薄壁结构表现出复杂的大挠度强非线性振动响应特性,影响结构的疲劳性能与寿命,结合有限元法与降阶模态法对四边固支高温合金矩形薄壁结构的热声响应进行计算。结果研究发现:屈曲后结构出现跳变运动且应力循环呈三角状分布,热声载荷的相对强弱决定了跳变形式。采用改进雨流计数法、Morrow平均应力模型、Miner线性损伤累积理论计算热声疲劳寿命,屈曲前到临界屈曲时应力循环损伤量级显著增大,由10-5增大到10-4,寿命随温度增加呈先减小后增加趋势。开展薄壁结构热声试验,并将仿真计算结果与试验结果进行对比,结果表明结构的模态频率偏差不超过1Hz,动态应变响应结果的量值相当,验证了薄壁结构热声响应计算方法与模型的有效性。      

前处理工艺对航空铝锂合金硫酸阳极氧化膜层性能影响

针对一种新研制的航空用Al-Li-Cu-Zn-Mg系铝锂合金,采用了光学显微镜、电子显微镜和能谱分析技术,分析碱腐蚀和三酸脱氧两种不同前处理工艺对铝锂合金硫酸阳极氧化膜层的外观、耐蚀性和疲劳性能的影响规律。结果表明:相比三酸脱氧工艺,碱腐蚀工艺对铝锂合金表面的腐蚀程度较深,晶界处的耐腐蚀能力较差,硫酸阳极氧化膜层表面形成了网状晶界形貌;采用碱腐蚀处理的试样疲劳寿命较三酸脱氧处理试样更低,而不同前处理后经过硫酸阳极氧化的试样疲劳寿命相差不大。不同前处理对铝锂合金的硫酸阳极氧化膜层的耐蚀性的影响不大。     

一种TiAl合金高温低循环疲劳性能及失效机理

通过对TiAl合金进行总应变范围控制的高温(750℃)低循环疲劳实验,研究双态(Duplex,DP)和全片层(Fully Lamellar,FL)组织形态对TiAl合金低循环疲劳性能和寿命的影响,并采用总应变幅-寿命方程对两类组态TiAl合金低循环疲劳寿命进行预测。结果表明:在相同温度和应变条件下,DP组态TiAl合金稳态迟滞回线对应的平均应力明显低于FL组态TiAl合金稳态迟滞回线对应的平均应力;采用总应变幅-疲劳寿命方程能够准确预测两种组态TiAl合金在750℃下的疲劳寿命,预测寿命基本位于试验寿命的±2倍分散带以内;另外,DP组态TiAl合金的疲劳源区位于试样的近心部,而FL组态TiAl合金的疲劳源区位于试样的次表面,两类组态TiAl合金的高温疲劳失效机理存在明显差异。     

TC18钛合金疲劳断裂过程声发射信号特征分析

声发射技术通过实时监测结构服役过程中发出的声发射信号,判断结构是否出现损伤,是一种重要的在线监测损伤的技术。为了明确TC18钛合金在疲劳试验中产生微裂纹、裂纹扩展及断裂等过程中声发射信号的特性,设计TC18钛合金试验件,进行其疲劳试验并全程采集声发射信号;采用参数分析方法,得到声发射信号在时域、频域方面的参数特征。结果表明:在裂纹萌生及扩展阶段,声发射信号幅值为40~65dB,低于相同条件下铝合金的信号幅值;在200~280kHz频段上,裂纹萌生阶段与后续过程的能量分布存在较大差异。结合上述研究结果,给出TC18钛合金试验件声发射监测的参考原则。     

基于应变路径非比例度的多轴疲劳寿命预测

在分析多轴疲劳几种常用非比例度定义的基础上,提出了一种非比例度定义方法,进而以American Society of Mechanical Engineers(ASME) 规范案例中非比例加载多轴疲劳设计准则采用的应变参量作为基本损伤参量,发展了一种新的多轴疲劳寿命预测模型.结果表明:①所提出的非比例度定义可以描述任意已知轮廓的、非周期的、变幅的非比例加载路径;②与两种常用的多轴非比例加载疲劳寿命模型的预测结果对比可知,新的寿命预测模型对14种比例和非比例加载路径下304不锈钢材料的寿命预测与试验吻合更好,预测结果基本位于2倍分散带以内.      

基于Gerber模型的DFR法与结构细节效应

在实际工程应用中,基于Goodman模型估算结构细节疲劳额定强度(DFR)的方法偏于保守,不够经济.本工作推导基于Gerber模型的DFR值D(应力比R=0.06)的计算公式,引入细节效应系数以考虑多细节对置信度系数和D估算结果的影响;与已有结果的比较发现:基于Gerber模型的D的估算方法能够较大程度地发挥材料的潜能,降低研发成本.利用构件细节额定值系数法,通过单个细节结构的D估算了含多个细节的结构的D.估算结果与试验结果的比较验证了基于Gerber模型的DFR法的准确性和适用性.     

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。     

顺载和管径对管内水沸腾两相流流动性的影响

利用地面转台旋转产生的离心力模拟飞行过载,并在此过载作用下进行了不同管径内沸水两相流实验.通过改变过载大小、管径、沸水流量等参数,得到沸水流动特性的初步变化规律,并对顺载作用下沸水的流型进行了拍摄.结果显示顺载和管径对沸水的流动会产生明显的影响.顺载作用使管内出现了一些新流型,并且增加了流动的不稳定性.压差随顺载的增大而减小,且管径越大其减小的程度越大.实验结果增加了动载下管道内工质流动特性的数据积累,同时对飞行器上蒸发循环制冷系统的理论分析和设计提供一定的借鉴和参考.      

多轴疲劳寿命分析方法在飞机结构上的应用

针对飞机结构上常见的处于多轴应力应变(比例多轴)状态下的典型结构,采用3种多轴疲劳寿命分析模型,对该结构的疲劳危险部位进行疲劳寿命分析,并与单轴寿命分析方法的分析结果、疲劳试验结果进行了对比分析。首先对该结构进行细节有限元计算,确定结构的应力分布与应力水平,当载荷施加到88%的最大一级的峰值载荷时,疲劳危险部位的孔边即出现显著的塑性应变,因此,选用低周疲劳(LCF)寿命预测模型进行分析。选取的3种分析模型均是基于临界面的分析模型,分别是Wang-Shang模型、Smith-Watson-Topper(SWT)模型以及Morrow-Brown-Miller模型。为验证分析模型工程适用性,开展了该结构的多轴疲劳试验。与试验结果相比,3种分析模型的预测结果均偏大,其中Wang-Shang模型的预测结果最接近试验值,适用于本文这类结构;SWT模型和Morrow-Brown-Miller模型的预测结果误差相对较大。对于处于多轴载荷状态下的结构,应按照多轴疲劳寿命分析方法进行寿命预测,单轴疲劳寿命分析方法将给出过于危险的评定结果。