服役环境条件下飞机结构铝合金材料孔蚀规律研究

对某型退役飞机进行分解检查后发现其结构腐蚀十分严重,以某处不受力的铝合金结构为研究对象,进行细节结构的局部分解、清洗和检测;得到其腐蚀损伤尺寸、形态参数及其分布特性;基于统计分析获得的分布特性参数,考虑飞机结构实际服役过程中的随机性,建立服役环境条件下腐蚀损伤扩展的概率模型,经验证该模型可行。     

基于马尔可夫链的飞机结构腐蚀状态预测

腐蚀损伤是最常见的飞机结构损伤形式之一,会降低结构的剩余强度和耐久性。针对在役民用典型机型飞机易腐蚀结构,首先将腐蚀状态划分为5个等级;其次拟合遭受腐蚀的飞机结构剩余厚度递减函数,给出腐蚀状态转移概率矩阵,建立马尔可夫状态预测模型。最后收集某型飞机后货舱隔框腐蚀数据作为算例,预测了隔框结构在潜伏期之后的腐蚀状态。结果发现使用26个月之后,沿海地区飞机隔框结构腐蚀已达到三级状态。预测结果与工程实践相符,说明马尔可夫模型适用于飞机结构腐蚀状态预测。     

结构腐蚀损伤定量预测方法对比研究

用BP人工神经网络(artificial neural简称ANN)算法分别对飞机结构材料、lCrl7不锈钢腐蚀损伤数据进行学习训练，建立了腐蚀损伤与环境条件的映射模型，并预测腐蚀损伤值。分析了三种预测方法的预测精度。得到了ANN预测的精度比灰色GM(1，1)模型及Logistic模型的预测精度高，且对数据有较好的适应能力的结论；采用ANN技术定量预测飞机结构腐蚀损伤是一种较好工程方法。     

飞机铝合金结构连接部位的腐蚀研究

简要阐述了飞机铝合金结构连接部位的腐蚀特点,采用加腐蚀环境谱的试验方法研究了含有涂层飞机铝合金结构连接部位的腐蚀行为,在试验室条件下再现了其腐蚀损伤历程,揭示了腐蚀发展规律。     

预腐蚀铝合金贯穿疲劳裂纹扩展行为的统一表征模型

在环境腐蚀损伤以及疲劳载荷的联合作用下,铝合金结构更容易萌生裂纹,威胁结构安全。腐蚀疲劳短裂纹扩展行为与长裂纹扩展行为差别很大,而且往往短裂纹阶段占据构件疲劳寿命的90%以上。通过对线弹性裂纹扩展模型进行修正,得到了预腐蚀弹塑性裂纹扩展表征模型,并对LD2铝合金进行预腐蚀疲劳验证性试验。结果表明,改进后的模型能够统一地表征预腐蚀弹塑性短裂纹和线弹性长裂纹的扩展行为,对于铝合金构件的腐蚀疲劳寿命预测和损伤容限评估具有重要的参考价值。     

腐蚀条件下基于残差修正的飞机结构寿命灰色马氏链预测

针对在役飞机结构腐蚀检修数据样本量小且随机波动性大的特点,首先基于灰色理论建立遭受腐蚀损伤的飞机结构使用寿命预测模型。其次为提高模型预测精度,引入马氏链转移方程对残差进行修正,得到飞机结构腐蚀寿命的灰色马氏链预测模型。最后对收集的某航空公司经典机型机队11架飞机后货舱隔框结构的腐蚀检修数据进行算例分析。预测结果表明:这类隔框结构在机龄约为15a时达到2级腐蚀状态,使用寿命相应终止。按结构维修手册要求需对其进行更换,经过残差修正的灰色马氏链预测值与实际值的平均相对误差为0.44%,明显低于未修正的灰色预测平均相对误差1.64%,达到工程问题的预测精度要求,而且预测结果与民航飞机结构腐蚀维修经验基本吻合,说明所建模型可用于腐蚀条件下的在役飞机结构寿命预测。     

沿海飞机铝合金结构件腐蚀与防护

综合作者多年的飞机结构修理工作，分析、归纳了沿 海机场飞机典型腐蚀损伤，得出飞机结构腐蚀主要是环形间隙中未加保护的铝合金表面和间隙中的积水而形成的电化学腐蚀.提出缝隙密封等减少结构腐蚀的制造和使用维护过程中的防腐工艺措施.     

航空用损伤容限型钛合金研究与应用

为了满足新型飞机的大尺寸、高减重、长寿命和低成本的设计与应用需求,采用损伤容限型钛合金材料及其应用技术是一条重要途径。国外发达国家已经在新型损伤容限型钛合金材料研制和在先进飞机上的应用方面走在了前列,特别是像中强度的Ti-6Al—4VELI和高强度的Ti一6—22—22S等,已经成功地应用在了美国F-22／F-35,C-17等新一代飞机中,大大地提高了飞机的使用寿命和战斗力。这几年我国先后自主创新发展了中强度损伤容限型钛合金TC4-DT和高强度损伤容限型钛合金TC21,建立了损伤容限型钛合金的口处理加工技术,为我国新型飞机的研制奠定了材料应用技术基础。通过分析国内外损伤容限型钛合金材料及其新型加工工艺技术的研究发展情况,结合我国新型损伤容限型钛合金材料研究进展,重点探讨了新型损伤容限型钛合金的材料特点、性能水平和应用前景。     

飞机铝合金结构连接部位的腐蚀行为

简要阐述了飞机铝合金结构连接部位的腐蚀特点，采用加腐蚀试验方法研究了含有防腐涂层模拟件的腐蚀行为，在试验室条件下再现了服役期间飞机铝合金结构连接部位的腐蚀损伤历程，同时探讨了其腐蚀机理及其影响因素。结果表明，连接部位是飞机铝合金结构的腐蚀薄弱环节，是最容易出现腐蚀活性点和膜下腐蚀的区域，在腐蚀环境下连接部位缝隙处涂层最先出现鼓包和开裂，涂层剥落后金属基体有点蚀坑存在，随着腐蚀时间增加，点蚀向晶间腐蚀发展，最后出现剥蚀。     

基于时间延迟的飞机结构维修优化研究

针对飞机结构的损伤容限设计特点,基于时间延迟特性,采用不等间隔检测策略,以故障检测间隔为研究对象,建立了可用度模型和维修费用率模型。在此基础上以可用度为约束,维修费用率为目标,提出了不完备检测下的飞机结构维修优化模型,并对具体实例进行仿真计算。结果表明:目视检测下,当首次检测间隔是重复检测间隔的3倍时,维修费用率最小,且比等间隔的故障检测模型减少18. 0%;可用度为0. 93时的最小维修费用率要比可用度为0. 98时减少4. 3%。仿真结果与实际相符合,表明该模型能够为飞机结构故障检测间隔的优化提供有效参考。     

钢筋混凝土失效检测及其耐久性研究进展

在探讨了导致钢筋混凝土失效的主要原因基上，主要 综述了混凝土结构破坏以及钢筋失效的检测及提高钢筋混凝土耐久性的方法，并简要介绍了 钢筋混凝土研究未来的主要发展趋势.     

预腐蚀疲劳寿命影响系数模型研究

针对腐蚀环境下飞机结构疲劳寿命评定问题,研究了恒幅应力水平下的地面停放预腐蚀影响系数C模型，根据统计分析推导出C曲线的关系式;疲劳试验数据分析结果建立了预腐蚀影响系数C模型.结果表明，随着腐蚀时间的增加,疲劳寿命影响系数C不断下降;同一时间下,应力水平S高,影响系数C大;应力水平S低,影响系数C小；在一定的腐蚀疲劳条件(时间、应力水平)下,可求出任一给定可靠度p时的Cp值和疲劳寿命预测值.     

新型飞机用铝合金薄壁件的选区激光熔化成形研究

高效率、短流程、一体化成形复杂金属件对新型飞机结构优化、成本降低具有重要意义。针对飞机用复杂薄壁零件开展选区激光熔化(Selective Laser Melting,SLM)成形AlSi10Mg合金设计优化和工艺研究,讨论了激光功率、扫描间距、保护气氛和热处理温度对成形质量的影响。结果表明,在较优工艺参数下,SLM成形AlSi10Mg合金组织致密,孔洞少,沉积态室温拉伸性能相较于铸件有明显提高;零件内部与表面质量良好,热处理后零件侧壁各方向尺寸与设计值正负偏差在0.2 mm以内,满足新型飞机复杂零件装配设计要求。     

Microbiological investigations of corrosion damages in aircraft

A joint project of different european aircraft manufacturers involves the investigation of the involvement of microorganisms in corrosion damage in aircraft. In a first step, the microflora of corrosion failures was investigated. Swab samples were taken from corroded sites and were cultured on different media under different conditions. Media and incubation conditions were suitable for the growth of aerobic and anaerobic heterotrophic bacteria, sulfate reducing bacteria, Thiobacillus (T.) thiooxidans, T. ferrooxidans, fungi, and yeasts. The isolated microorganisms were identified using standard methods like microscopy, physiological tests and the test systems API and BIOLOG. From 46 samples, taken from corroded sites of 7 different aeroplanes, a total of 208 microorganisms were isolated (158 bacteria, 36 yeasts, 14 mycelium-forming fungi). The isolates were examined in the laboratory with regard to their corrosive action towards an aluminium alloy, commonly used in aircraft construction (A1-7075). Material samples were incubated in liquid media, which were inocculated with pure cultures of the respective isolates, over a period of 28 days. The degree of corrosion was determined using quantimetric analysis. Significant damages were examined metallographically. Results show that the corrosive effect of the isolated microorganisms was quite different. Isolates of the genera Micrococcus, Enterococcus, Staphylococcus, Aerococcus, Bacillus, Aspergillus, and Penicillium provoked strong corrosion towards Al-7075.     

腐蚀预损伤铝合金的疲劳行为研究进展

腐蚀损伤是老龄飞机所面临的一个关键问题,是引发裂纹萌生、扩展并导致飞机结构失效的重要原因,对铝合金的疲劳寿命起决定性作用;腐蚀预损伤如何影响铝合金的疲劳行为是建立含腐蚀损伤铝合金疲劳寿命预测方法的基础,是近年来航空界疲劳断裂领域研究的热点和难点.综述了近年来国内外关于腐蚀预损伤铝合金,尤其是在点蚀情况下的疲劳裂纹萌生和...     

螺纹连接密封胶圈损伤分析

飞机螺纹连接密封胶圈损伤失效，通过外观检查、断口分析、硬度分析、间隙测量等方法，结合密封圈的结构特点和工作受力特性，对密封圈的失效性质、原因及过程进行深入探讨，并探寻预防再失效的改进措施。结果表明:胶圈为间隙咬伤损伤，主要与其硬度偏低及间隙量偏大有关；顶盖倒角边缘设计尺寸低于标准要求，也促使胶圈咬伤；控制间隙量在0.06 mm以内，在保证胶圈其他性能符合要求的条件下适度提高硬度，均可有效防止类似故障的发生。     

腐蚀条件下新型胶体密封剂对典型飞机结构材料疲劳性能影响

针对飞机结构密封防水问题,研制了一种新型胶体密封剂。采用加速模拟环境方法,考核验证了这种胶体密封防水新技术的腐蚀防护性及其对典型飞机结构材料疲劳性能的影响。试验结果表明,与常规环境下原始疲劳寿命相比,随加速腐蚀周期增加,典型飞机结构材料疲劳寿命大幅度降低,而涂敷新型胶体密封剂后其疲劳寿命没有明显变化。新型胶体密封剂具有良好的密封防水、防腐功能,能够有效地抑制或减缓水分、腐蚀性介质的侵入,明显提高了典型飞机结构材料的抗环境腐蚀品质,适用于解决飞机结构密封防水问题。     

机床夹具公差的灰色综合设计理论与方法

根据灰色聚类综合评价的原理和方法，对影响夹具公差选择的多种因素进行了数据处理，建立了夹具公差选择的灰色聚类综合评价模型，为定量确定夹具的公差提供了有效的方法。     

Al-Cu-Li合金在盐溶液中的腐蚀行为以及腐蚀机理研究进展

Al-Cu-Li合金是航天航空工业中重要的轻质结构材料，已成为国产大飞机结构件的关键材料之一。飞行器在海洋等潮湿环境服役时，易受到具有腐蚀性的卤化物阴离子的侵蚀，尤其是在Cl^-离子侵蚀作用下，Al-Cu-Li合金构件表面易出现点蚀、晶间腐蚀和剥落腐蚀现象。Al-Cu-Li合金的局部腐蚀主要归因于合金相与合金基体间存在电势差，进而导致在腐蚀介质中形成微型腐蚀原电池。综述了Al-Cu-Li合金在NaCl溶液中的腐蚀行为以及热处理工艺对合金耐腐蚀性能的影响，重点分析了粗大第二相颗粒和时效析出相对Al-Cu-Li合金腐蚀性能的影响，研究了典型第3代Al-Cu-Li（2A97-T3、2A97-T6、2060-T8和2099-T83）合金以及航空用常规高强铝合金2024-T4在3种不同浓度NaCl溶液中的侵蚀行为以及在质量分数3.5%NaCl溶液中的电化学行为。综合分析各试样的微观腐蚀形貌、腐蚀电化学参数以及腐蚀程度，最终得出各试样的耐腐蚀性能由强至弱为：2A97-T3>2A97-T6>2024-T4>2060-T8>2099-T83。最后揭示了Al-Cu-Li合金在腐蚀介质中的腐蚀机理，总结了在海洋环境下铝合金的防腐措施。本文为后续Al-Cu-Li合金防腐性能的发展和飞机耐腐蚀性能的提升提供了参考。     

Comparison of SCC Thresholds and Environmentally Assisted Cracking in 7050-T7451 Aluminum Plate

Aerospace alloys, often aluminums, are frequently exposed to corrosive environments resulting from naval service. These environments may produce significant changes in crack growth characteristics in these materials. An experiment was designed to characterize the effects of environment on crack growth thresholds and fracture characteristics for existing cracks in aluminum 7050-T7451 plate material. This data will be comparatively analyzed against aluminum 7075-T7631, an alloy with known susceptibility to corrosion, in order to determine a relative susceptibility of 7050-T7451, generally considered a superior aluminum alloy in terms of strength and corrosion resistance. The resulting data and subsequent analysis can in turn be used in more accurate determination of aircraft component service life in common corrosive environments experienced by aircraft in naval service.