使用环境下民机机翼蒙皮对接结构疲劳分析

对民机机翼蒙皮对接结构进行使用环境下的疲劳分析.根据结构典型使用情况,采用细节模拟试件实验室加速腐蚀试验测定细节疲劳额定值(detail fatigue rating,DFR)地面停放腐蚀影响系数和空中腐蚀疲劳影响系数;采用腐蚀条件下的DFR方法对结构进行疲劳分析,得到疲劳裕度.在此过程中建立处理实际结构复杂使用环境的方法及由细节模拟试件试验得到的DFR腐蚀影响系数确定结构使用环境的DFR腐蚀影响系数的方法.采用机翼蒙皮对接部位模拟试件,设计完成指定使用情况所对应的预腐蚀一腐蚀疲劳交替验证试验,试验结果与分析结果基本一致,该使用环境下的疲劳分析方法可行.     

两种新型铝锂合金铆接结构细节疲劳额定强度研究

针对飞机蒙皮铆接搭接结构,通过疲劳试验研究得到了两种新型铝锂合金Al-Li-S-4和2198-T8试件的细节疲劳额定值(DFR),同时借助扫描电镜观察疲劳裂纹的萌生和扩展行为。研究结果表明:Al-Li-S-4铆接结构的DFR值为102.24 MPa,2198-T8的DFR值为83.09 MPa,前者的铆接疲劳性能优于后者;两者疲劳断口有较大差异,前者断口比较平坦而后者相对粗糙,前者疲劳条纹更加细密,疲劳条带间距更小。     

机身蒙皮划窝对结构细节疲劳额定值的影响

飞机机身蒙皮疲劳破坏是需要重点关注的问题,为评测连接方式(沉头与平头)对其疲劳性能的影响,选取典型双剪搭接结构进行试验研究。通过试验测定结构疲劳寿命,计算得到结构细节疲劳额定值(DFR)。可以得知,沉头结构DFR值降低了约22%。利用理论方法计算结构DFR值,对比试验数据,两种方法平均误差为2.10%,验证理论方法的可靠性,为机身蒙皮结构疲劳性能的研究提供参考。计算不同蒙皮厚度下结构DFR值,得知平头结构随蒙皮厚度增加DFR值逐渐下降;对于沉头结构,蒙皮厚度太大或太小均会降低结构DFR值,选择1.5 mm、1.8 mm厚度蒙皮较合适。     

2024-T62铝合金疲劳裂纹扩展试验数据的统计分析

进行了3种应力水平下2024-T62铝合金的疲劳裂纹扩展试验,利用试验数据对疲劳裂纹扩展的分散性进行了统计分析。分析结果表明:2024-T62铝合金的疲劳裂纹扩展试验数据服从对数正态分布;随着载荷循环数的增加,疲劳裂纹尺寸的标准差和变异系数都增大;试验应力水平对疲劳裂纹尺寸的分散性有一定的影响,随着载荷循环数的增加,高应力水平下疲劳裂纹尺寸的标准差大于低应力水平下疲劳裂纹尺寸的标准差,且高应力水平下疲劳裂纹尺寸标准差与变异系数的增加速度比低应力水平下疲劳裂纹尺寸标准差与变异系数的增加速度快;利用疲劳裂纹扩展试验数据使随机疲劳裂纹扩展模型得到了验证。     

加强中心孔板的DFR及其试验验证

疲劳分析已经成为现代飞机结构分析的重要组成部分,通过有限元方法对有加强开孔板疲劳分析的重要参数——应力集中系数进行了求解,进而求出开孔部位的细节疲劳额定值(DFR)。将有限元计算结果与试验结果进行对比,发现吻合较好,证明了采用有限元方法求解应力集中系数进行疲劳分析是精确可靠的,可以采用该方法对今后同类型试验件DFR值的确定进行预估分析。     

某型飞机腹板连接结构疲劳试验分析

腹板连接处的疲劳性能直接影响飞机的安全性,疲劳分析中常采用细节疲劳额定值(DFR)来度量结构细节本身固有的疲劳性能。文中对某型飞机腹板连接结构进行了加速疲劳试验研究,通过在结构件表面预先粘贴的应变花实时监测试件在正弦交变载荷下的应力应变状况,得到了疲劳试验过程中裂纹附近的应力演化规律。试验结果表明:在峰值为18 k N的正弦交变拉伸载荷作用下试件的疲劳寿命约3×105,符合疲劳寿命分布预期104-106。采用DFR法分析了该结构件破坏部位的疲劳性能,通过计算得到了试件破坏部位的DFR值,研究表明应力最大的地方不一定最危险,DFR值小的部位也不一定最先破坏,并给出了试件上4处局部结构的预测寿命。研究结果可用于飞机腹板连接结构的疲劳分析。     

拆除铆钉法在飞机结构修理中的应用与探讨

介绍了飞机翼梁损伤试验,针对试验中蒙皮孔边早期出现疑似可检裂纹可能导致试验无法正常进行的情况,提出了拆除裂纹孔边铆钉的方法达到延缓裂纹扩展的目的。通过有限元分析软件,建立含裂纹结构应力强度计算模型,研究了拆除铆钉法在飞机整体翼梁损伤容限试验中的具体应用,通过静强度理论及断裂力学理论分析,对蒙皮孔边铆钉孔的受力状态、临界裂纹长度、疲劳寿命进行计算,指出拆除铆钉法本质是通过疲劳危险部位的逐渐转移来延长结构的疲劳寿命。给出的理论分析方法,可供飞机结构设计及修理参考。     

喷丸强化对2024-T351板材疲劳性能的影响

为研究喷丸强化工艺对2024-T351板材疲劳特性的影响,本文设计了一种单剪硬点多细节结构疲劳试验件,分别对基准组和喷丸强化组进行了疲劳试验。通过对比试验件疲劳寿命的对数正态分布、双参数威布尔分布拟合结果,选定对数正态分布进行分布拟合,从而获得中值寿命。经过计算,得到基于试验结果的细节疲劳额定值(DFR)。试验结果表明:试验件疲劳寿命更符合对数正态分布;基准组基于试验结果的DFR值与理论值相差不大,试验过程及结果可信,基准组DFR理论值比试验值略小,理论计算偏保守; 2024-T351板材采用喷丸强化工艺后,疲劳性能相比基准组提高6%。     

停放环境下飞机材料疲劳性能的退化规律

对2A12-T4铝合金试样进行了加速环境试验,模拟自然停放环境对飞机停放不同日历年后的影响;并进行疲劳试验,通过试验数据,计算得到试样的细节疲劳额定强度(σDFR),拟合得σDFR与停放时间的函数关系式。结果表明:随着日历时间的延长,材料的σDFR呈线性下降趋势;且在自然环境下停放12a的退役飞机上同种材料的实际σDFR与其计算得到σDFR的误差极小。     

多轴随机应变加载下铝合金缺口件有限元分析及寿命预测

在应变控制下对7075-T7451铝合金实心棒带U型环状缺口试件进行拉—扭比例、非比例恒幅和随机加载疲劳试验。查明名义剪切应力最大值与轴向应力最大值的下降规律,并用两者最先开始下降时的循环数比值来评估裂纹萌生寿命。利用弹塑性有限元法分析不同加载条件下试件缺口根部的循环应力、应变响应。基于有限元计算得到的应力、应变结果,采用拉伸型多轴疲劳损伤模型预测随机加载条件下缺口试件的疲劳裂纹萌生寿命,计算结果与试验得到的寿命比较吻合。