飞机铝合金壁板结构广布疲劳多裂纹扩展与剩余强度研究

随着航空工业的发展,飞机经过长时间服役,其广布疲劳损伤带来的飞机服役可靠性问题日益受到关注。针对飞机铝合金壁板结构开展了疲劳裂纹扩展试验与剩余强度拉伸试验,以及数值仿真研究,并采用塑性区连通准则、表观断裂韧性准则、净截面屈服准则和韧带平均应力准则4种典型的多裂纹连通准则对其剩余强度进行了对比分析。结果表明：随着疲劳裂纹的逐渐扩展,裂纹尖端应力强度因子逐渐增大,裂纹扩展速率逐渐增大。对于含多裂纹的铝合金壁板结构,建立剩余强度与裂纹总长度的关系更能准确体现机身壁板在实际服役过程中的剩余强度变化。与其他3种准则相比,塑性区连通准则可以控制含等长度裂纹与非等长度裂纹的铝合金壁板结构剩余强度的预测结果与试验结果的相对误差在5%以内,是4种准则中预测精度最高的,因此,塑性区连通准则对飞机铝合金壁板结构广布疲劳损伤设计具有良好的指导意义。     

含纵向裂纹机身壁板损伤容限性能试验与分析

对民用飞机含纵向裂纹机身加筋壁板在增压和轴向拉伸联合载荷作用下进行损伤容限试验和数值仿真分析。通过试验深入研究了机身壁板的裂纹扩展规律和剩余强度特性,借助Ansys有限元软件计算了不同裂纹长度下的应力强度因子,对裂纹扩展寿命进行了预测,基于线弹性断裂力学给出了剩余强度特征曲线,并进行了试验结果和计算分析的对比。研究结果表明:数值分析与试验结果吻合良好,可为机身壁板损伤容限设计及评定提供依据。     

机翼整体机加壁板损伤容限分析

使用改进的裂纹闭合积分方法(MCCI)对典型机翼整体机加壁板的裂纹扩展及剩余强度试验进行了分析预测。通过与试验结果的对比,表明预测的裂纹扩展寿命及剩余强度载荷与实际试验结果的偏差在工程应用可接受的范围内,证明该方法可以在实际机型研发过程中推广应用。同时,试验也证明了整体机加壁板长桁的止裂效果不明显。     

典型机翼整体壁板止裂特性分析及优化设计

通过断裂力学的方法,应用大型有限元软件,分析典型加筋机翼整体壁板几何参数对止裂特性的影响.对各种参数下多筋条铝合金整体加筋壁板,裂纹从断裂筋条下向两侧均匀扩展的开裂模式,进行剩余强度的计算.采用遗传算法对典型加筋整体壁板参数进行优化设计,该计算与设计是根据中心加强件断裂的蒙皮双跨裂纹最大损伤范围的建议进行的.其能找出满足裂纹处在双跨筋条间距以内被有效止裂的条件下,使结构重量最轻的参数,为保证剩余强度下进行结构减重设计提供参考.     

老龄飞机MSD结构剩余强度评定技术

讨论了多部位损伤(MSD)对结构安全性的影响和MSD结构安全性评定所赋予的新内容。通过等距等长共线孔孔边裂纹平板和等距等长共线裂纹平板的剩余强度计算,研究分析了MSD结构剩余强度评定中裂纹之间的相互作用、材料塑性、裂纹连通准则和破坏准则等关键技术。     

含裂纹结构剩余强度的一种估算方法

剩余强度分析对结构断裂安全性评价十分重要。现有的剩余强度分析方法中,Feddersen工程分析法具有代表性,它对简单含裂纹结构比较有效。但这类方法一般需要预先得到弹性断裂应力的连续曲线,才有可能进行短裂纹阶段的弹塑性修正和长裂纹时的净截面屈服修正,使用不方便,有时甚至不适用。本文认为含裂纹结构的破坏是静力学模式破坏和断裂力学模式破坏共同作用的结果,从而建议一种结构剩余强度的实用估算方法。通过表观断裂韧度准则确定的弹性断裂强度和净截面全面屈服后的静力学破坏强度的结合,估算剩余强度许用值。该方法可以方便地估算任意时刻的剩余强度。分别进行含中心裂纹的有限宽板和含裂纹耳片结构的剩余强度试验,并与估算结果进行比较,表明本文方法预测精度良好,有望推广到其他结构形式。文中强调,表观断裂韧度Kapp值的合理与否对估算结果有明显影响。     

基于断裂力学的多部位损伤结构的剩余强度分析方法研究

老龄飞机中由于多裂纹的产生将导致结构剩余寿命大幅削减。针对如飞机机舱上布有沿纵向铆钉接头的隔板结构,文中给出一种分析多部位损伤结构剩余强度的方法。裂纹扩展模型是分析的基础,文中对两类(单参量和三参量)扩展模型进行讨论,给出裂纹在增量载荷下萌生与稳定扩展的处理方法。基于Irwin和Dugdale裂尖张开位移模型与Swift准则,给出较为完整的分析多部位损伤(multiple site damage,MSD)结构剩余强度的方法。最后,通过对飞机压力舱上的沿纵向铆钉接头的模拟计算,对文中方法进行验证。由分析结果可知,采用文中方法计算得到的剩余强度值与试验值符合得较好,该方法能较为准确有效地对复杂MSD结构的剩余强度进行分析。     

基于ANSYS的含裂纹核级承压设备剩余寿命预测

含裂纹核级承压设备剩余寿命是一个关于应力强度因子KI和极限裂纹尺寸aN有关的函数,求得应力强度因子KI,便可估算剩余寿命。针对核级设备中,裂纹尖端应力强度因子难以测量的问题,本文提出了一种基于ANSYS软件的求解方法,从而预测含裂纹核级设备的剩余寿命。计算结果表明,该方法具有很高的精度,适用于复杂的核级承压设备。     

飞机整体壁板裂纹修补工艺研究

采用钛合金板材单面加强修补技术,研究了飞机上常用7050-T7651铝合金壁板裂纹的损伤修补工艺,对修复方法进行了理论计算和有限元数值分析,并对修补件和未修补件进行了静强度拉伸试验。结果表明,用钛合金加强修补壁板裂纹损伤的效果明显优于传统的铝合金加强修补,可显著提高修补强度和表面质量。     

加筋板广布疲劳损伤的剩余强度分析

给出加筋板广布疲劳损伤的两种损伤类型和两个剩余强度判据,剩余强度判据是净截面塑性区屈服判据和裂尖韧带屈服判据.给出蒙皮带有多裂纹和蒙皮带有多裂纹且桁条也带有裂纹时应力强度因子的近似工程估算方法.文中也给出加筋板含多裂纹时剩余强度净截面塑性区屈服判据和裂尖韧带屈服判据的表达式及塑性区尺寸估算方法.对三种损伤的加筋板进行剩余强度试验,指出多裂纹尤其是桁条也带裂纹时剩余强度降低较多.用上述两种判据进行加筋板广布疲劳损伤剩余强度预测,预测结果和试验结果比较符合.     

Effect of plastic deformations on the growth of a periodic system of cracks in stringer panels

Development of a crack in an isotropic panel reinforced with supporting strengthening ribs is studied taking into account plastic deformations. An infinitely thin panel made of an elastic and ideally plastic material with a periodic system of linear cracks is considered. The problem of initial development of plastic deformations at the tips of cracks is solved by reducing it to the linear conjunction boundary problem. Using a criterion for critical opening of a crack, the dependence of the residual strength of a panel is determined. Relations enabling studies of the crack growth at the precritical development stage are derived.     

Limit state of a stringer panel with a periodic set of cracks

The process of crack propagation in an isotropic panel reinforced by supporting stiffeners is examined. It is assumed that the panel is weakened by a periodic set of straight cracks and there are areas where the crack edges interact with each other. The boundary problem on equilibrium of a periodic set of straight cracks with connections between crack edges in the case of external tensile loads and forces in the connections reduces to a nonlinear singular integrodifferential equation. Using the criterion of limit stretching of connections, the relationship for the residual strength of the panel is obtained.     

多条滚动接触疲劳裂纹共存时的瞬态扩展行为分析

利用有限元法建立考虑轮轨瞬态滚动接触载荷的三维滚动接触疲劳斜裂纹扩展分析模型,分析现场中成群出现的钢轨滚动接触疲劳裂纹之间的相互影响。该模型可以准确反映高频轮轨瞬态滚滑行为对裂纹载荷边界和裂纹面接触的影响,突破了以往研究中基于赫兹接触的稳态接触载荷边界假设带来的种种局限。基于实测,模型中裂纹扩展角度取典型值30°,长度和深度分别取10～20 mm和2～4 mm (长深比固定为5),考虑间距在5～20 mm范围内变化,分析多至5条裂纹共存情况下的裂尖应力场强度因子。300 km/h运行速度下的计算结果表明:相同尺寸的多裂纹共存时某一裂纹尖端的节点力相较于单裂纹时低,但多裂纹时的接触刚度更低,使得裂纹尖端附近两裂纹面间的相对位移较单裂纹更大,最终使得多裂纹工况的裂尖应力场强度因子随裂纹数量的增多而增大;对于特征尺寸(长度)为15 mm的等间距多裂纹,当裂纹间距大于5 mm时,3条裂纹共存模型即足以将裂纹间相互影响精确考虑在内,较5条裂纹共存模型的误差仅为1.7%。对于文中所研究的多裂纹,当裂纹间距大于裂纹特征尺寸时,裂纹间的相互影响可以忽略,即可采用单裂纹模型进行计算。     

含椭圆表面裂纹橡胶-钢球支座在扭转载荷下的断裂分析

通过非线性有限元方法对橡胶-钢球支座在扭转载荷作用下存在的椭圆表面裂纹情况进行了数值模拟,给出撕裂能与裂纹尺寸、载荷和橡胶层厚度的关系曲线．结果表明,对界面椭圆表面裂纹,同一裂纹深度,撕裂能随载荷的增加而增加,随橡胶层厚度的增加而减小．对橡胶层中间含椭圆表面裂纹,撕裂能随裂纹深度的增加而增加．最后,利用非线性回归工具得到撕裂能的经验计算式．     

残余应力对焊接接头CTOD设计曲线的影响

基于BISPD6493：1991初级评定，采用热弹塑性有限元分析方法，研究了残余应力和强度组配对横向裂纹平板对接接头CTOD设计曲线的影响规律。结果表明，强度组配和残余力对CTOD设计曲线具有明显的影响；残余应力对接头中的短裂纹影响较大，PD6493：1991初级评定不适用于接头中含有位于拉伸残余应力区内的短裂纹情形，随着裂纹尺寸的增大，残余应力的影响逐渐减弱；在应用PD6493：1991初级评定曲线对接头中的大裂纹情形进行评价时，将得出偏于保守的结果。     

边缘扩展的皮带撕裂支持向量机视觉检测

提出了基于视觉的皮带撕裂监测方法,并构建了皮带撕裂视觉监控系统。针对皮带输送机运行过程中由于干扰导致的图像退化,采用维纳滤波方法实现了退化图像的复原。为实时识别高速运动的皮带裂纹,采用CamShift算法对快速移动的皮带裂纹序列目标图像进行跟踪与捕捉。采用Canny算子对皮带裂纹进行边缘提取,并通过增加一个δ值,使检测到的裂纹边缘向外扩张,从而增加检测到的皮带裂纹权重,获得鲁棒性更高的边缘检测效果。最后,构建了SVM皮带裂纹预报模型,以皮带裂纹图像的像素面积及长宽比几何特征量作为模型输入量,对皮带裂纹状态进行预报。实验表明,提出的皮带撕裂检测方法是有效的。     

The equivalent elastic compliances of an elastic solid with interface cracks

A periodic array of interface cracks was considered earlier as a simple model to study the effect of crack interaction on the elastic fields of a solid composed of two dissimilar isotropic elastic materials. This paper focuses on the perturbation of the elastic compliances of the solid due to the interacting interface cracks. The problem is formulated using Betti's reciprocal theorem. The analysis provides the equivalent elastic compliances in terms of the geometric parameters of the interface cracks for various levels of loadings and material combinations. The results show that the interaction between cracks is significant only when the crack spacing is less than four times the crack length. Also, contact between crack faces introduces coupling between applied shear stress and normal displacement, but it is significant only when the ratio of the magnitudes of the shear and normal stresses exceeds two.