腐蚀条件下结构耐久性分析的经济寿命修正方法

为进行腐蚀条件下飞机结构耐久性分析,考虑地面停放预腐蚀和空中飞行腐蚀疲劳的影响,提出经济寿命腐蚀影响系数,将腐蚀条件下的飞行小时数向室温大气环境进行等损伤折算,修正室温大气环境下的经济寿命评定结论得到腐蚀条件下的经济寿命,简化腐蚀条件下结构耐久性分析过程.并通过与腐蚀条件下概率断裂力学方法的对比,验证该方法的适用性.     

腐蚀疲劳交替下2A12-T4航空铝合金的寿命分析研究

基于飞机服役期间经历“地面腐蚀与空中疲劳”的交替损伤模式,考虑载荷间的相互作用,研究了航空铝合金2A12-T4在预腐蚀与“腐蚀+疲劳”交替模式下疲劳寿命的退化与损伤累积规律。同级加载条件下提出利用腐蚀疲劳耦合损伤指数和迟滞载荷用来描述考虑交替腐蚀疲劳损伤模式,用各级疲劳损伤间的相互影响及腐蚀损伤与疲劳损伤在服役工作期间的耦合作用来描述腐蚀、疲劳间的相互促进、加速劣化的现象。基于损伤力学和非线性累积理论,考虑载腐蚀疲劳耦合指数与迟滞载荷对传统的Miner线性累积损伤理论进行修正。建立了飞机结构材料的寿命计算模型,并将模型计算结果与试验结果进行对比验证。确定了腐蚀实验中的腐蚀耦合损伤,并利用低载锻炼效应理论得出均匀分布的迟滞载荷。计算结果表明,本文提出的寿命计算模型的结果与实验结果比较吻合。     

预腐蚀疲劳寿命影响系数及S-N曲线研究

针对飞机结构日历寿命评定问题,对预腐蚀疲劳寿命影响系数C和疲劳S-N曲线进行研究.统计分析推导出影响系数C的一般形式,由疲劳试验数据分析结果建立预腐蚀疲劳S-N曲线方程.结果表明, 影响系数C不但与预腐蚀时间T有关,而且与应力水平S有关;在一定的预腐蚀和疲劳条件下,可以建立预腐蚀疲劳S-N曲线与一般环境下疲劳S-N曲线之间的当量关系,为腐蚀环境下飞机结构疲劳寿命分析和评定提供理论依据.     

飞机结构的腐蚀防护与腐蚀疲劳研究的发展趋势

介绍了飞机结构腐蚀监控与防护、腐蚀疲劳和腐蚀防护用品应用等方面的国内、外研究现状及发展趋势。重点阐述了防腐蚀用品(CPCs,主要是缓蚀剂)的应用及其对飞机结构疲劳寿命及疲劳裂纹扩展影响的研究现状,并预测了其发展趋势。     

7075航空铝合金原位腐蚀-多轴疲劳行为分析

针对沿海地区飞机服役过程中的疲劳失效问题,利用自行开发的腐蚀装置对7075铝合金进行未腐蚀和3.5%NaCl盐雾原位腐蚀条件下,等效应力分别为200 MPa、250 MPa和300 MPa时的多轴疲劳试验。结合循环曲线和断口形貌对未腐蚀和原位腐蚀条件下的多轴疲劳失效机理进行对比分析,并提出改进的Manson-Coffin-Basquin（MCB）准则进行寿命预测。结果表明,随着等效应力的增大,7075铝合金未腐蚀和原位腐蚀条件下多轴疲劳寿命均下降;等效应力相同时,相对于未腐蚀试样,原位腐蚀试样的多轴疲劳寿命显著缩短,轴向和扭向滞回线的面积均不同程度增大;200 MPa等效应力条件下,试样多轴疲劳寿命在未腐蚀条件下为99 675周次,原位腐蚀条件下下降至55 284周次;未腐蚀和原位腐蚀条件下,裂纹源均出现在外表面,原位腐蚀试样扩展区有盐粒出现;修正的MCB准则引入加载条件和环境因素,得到了良好的预测效果,寿命预测值均位于两倍分散带内。     

飞机结构疲劳寿命分散系数研究

飞机结构疲劳寿命分散系数是飞机疲劳寿命评定工作中的一个重要可靠性指标。目前,我国飞机定寿工作中采用全机疲劳试验总试验小时除以疲劳寿命分散系数得出机群安全寿命的结论。通常,在不考虑机群服役环境差异而导致的环境分散系数时,所选取的疲劳寿命分散系数主要考虑两部分,一是机群使用载荷差异导致的载荷分散系数,二是结构材料与制造质量差异导致的结构分散系数。介绍分析了服从对数正态分布与威布尔分布时飞机结构疲劳寿命分散系数的表达形式;对于同型飞机结构疲劳寿命在不同载荷谱下服从对数正态分布的情况,推导了疲劳寿命分散系数可用载荷分散系数与结构分散系数乘积表示的条件;对于同型飞机结构疲劳寿命在不同载荷谱下不服从同一分布的情况,通过等损伤原理可以将服役飞机实际飞行小时数折算到同一试验载荷谱条件下的当量飞行小时数,计算同一试验载荷谱下的结构分散系数,以此作为疲劳寿命分散系数求得的飞机结构安全寿命可作为单机寿命管理的基准寿命值。     

预测腐蚀疲劳寿命的概率方法

在建立航空发动机铝合金构件点状腐蚀和腐蚀疲劳裂纹扩展模型的基础上，将铝合金叶片的机械腐蚀特性和由环境诱导的电化学行为看作是随机量或随机过程，提出腐蚀疲劳寿命预测的概率方法，利用重要随机变量的累积分布函数，估算寿命累积分布函数，预测腐蚀疲劳寿命。     

基于粗糙集-神经网络的飞机寿命消耗量预测模型研究

飞机的寿命消耗是航空装备管理中的重要问题之一,为进一步完善寿命管理方法,开展了基于粗糙集和BP神经网络理论的飞机寿命消耗量预测研究。通过引入粗糙集理论的属性约简功能,实现对复杂影响因素的主因素提取;运用遗传算法优化BP神经网络的权值和阀值,建立飞机寿命消耗量的粗糙集-神经网络预测模型,提出一种基于粗糙集-神经网络的飞机寿命消耗量预测方法。经过实例分析,约简样本预测情况与实际情况相近,与未经约简的预测相比,可信度、误差基本一致,说明该模型具有很好的实际应用效果。     

基于腐蚀等级的机场环境下航空铝合金材料疲劳性能研究

通过开展航空LD2铝合金试件的定级加速腐蚀试验和预等级腐蚀疲劳试验,建立该材料腐蚀等级F与其疲劳极限S∞的对应关系函数。在此基础上,以腐蚀等级F相同为腐蚀损伤等效原则,获取机场环境腐蚀与加速环境腐蚀的当量关系系数k,并通过获得的加速腐蚀环境下腐蚀等级F与其疲劳极限S∞的对应关系函数,得到机场环境下航空LD2铝合金材料疲劳极限S∞随其服役日历年限T的对应关系函数。研究发现所建关系函数较为合理准确地反映机场环境下航空LD2铝合金材料疲劳极限S∞随其服役日历年限T的衰减规律,其结果可为飞机结构相关日历寿命评定研究奠定基础。     

基于C-T曲线的加速腐蚀因子分析

建立基于疲劳寿命预腐蚀影响系数曲线（C-T曲线）的加速腐蚀因子统计分析方法.C反映预腐蚀对结构疲劳寿命的影响,以C为腐蚀量,给出基于C-T曲线的加速腐蚀因子的定义;假设疲劳寿命服从对数正态分布、C-T曲线呈指数形式,建立加速因子的表达式,并得到加速腐蚀因子与腐蚀时间无关的结论;建立加速腐蚀因子估计值的分布形式和统计分析方法.并从C-T曲线的通用性出发,说明加速腐蚀因子与应力水平、载荷谱以及裂纹尺寸无关.     

腐蚀对新型高强度铝合金疲劳裂纹萌生机制及扩展行为的作用

根据编制的某机场环境加速试验谱,通过腐蚀试验模拟飞机服役过程中遭受的潮湿空气、盐雾、二氧化硫、酸雨和干/湿交变等严酷条件的侵蚀作用,采用飞机主承力结构新型高强度铝合金7B04-T74,制备单边缺口拉伸(Single edge notch tension, SENT)试样进行预腐蚀和疲劳试验,分析不同程度腐蚀损伤对疲劳裂纹萌生、裂纹扩展行为和疲劳寿命的影响,揭示腐蚀对裂纹萌生及扩展行为的作用机理。结果表明,在腐蚀初期,疲劳裂纹萌生源主要为单个蚀孔,裂纹扩展路径较为平直;随着腐蚀程度的加重,在多个蚀孔处同时萌生多条小疲劳裂纹,萌生疲劳裂纹的蚀孔具有隧道效应,扩展路径不规则,形成“之”字形裂纹;疲劳裂纹萌生机制是材料第二相与腐蚀损伤之间相互竞争的结果;腐蚀导致疲劳寿命显著降低,尤其是裂纹萌生寿命,腐蚀12年试验件裂纹萌生寿命仅为未腐蚀试验件裂纹萌生寿命的2.2%。     

LD2铝合金加速腐蚀蚀坑演化的ARIMA模型研究

依据加速腐蚀环境谱进行飞机LD2结构试件的加速腐蚀试验,并将LD2材料的加速腐蚀产生及发展过程视为随机过程,提出基于时间序列理论进行腐蚀损伤预测研究的方法,建立描述LD2材料在加速腐蚀环境下蚀坑深度演化规律的时间序列ARIMA(3,1,1)模型,并利用模型进行腐蚀深度预测研究。结果表明,所建的ARIMA(autoregressive integrated moving average,求和自回归移动平均)模型能以较高的精度预测未来一段周期内LD2材料蚀坑深度的发展趋势,说明采用基于时间序列理论的ARIMA模型方法进行飞机LD2结构材料腐蚀损伤预测研究有效可行。     

某型飞机典型疲劳关键件加速腐蚀条件下 C-T曲线的测定

针对某型飞机典型疲劳结构模拟件开展加速环境谱及加速腐蚀试验技术探索性研究.根据腐蚀损伤等效原则,给出试验室加速环境下与外场使用环境下的腐蚀当量关系,对预腐蚀不同时间后的模拟件进行载荷谱疲劳试验,获得了腐蚀影响系数C随地面停放年限T的变化曲线,为确定该结构日历寿命提供依据.     

考虑环境腐蚀效应影响的飞机结构日历使用寿命修正方法

基于皮劳额定值ＤＦＲ与大气暴露时间Ｔ之间的关系式推导出了环境腐蚀造成的结构波劳寿命与日历使用寿命之间的关系式,从而给出了结合线笥螺积损伤理论的一种考虑环境蚀效应影响的飞机结构日历使用寿命的估算方法。     

腐蚀环境对飞机梁结构连接件疲劳寿命和裂纹扩展的影响

借助腐蚀环境谱与疲劳载荷谱交替作用来模拟沿海飞机停放-飞行-停放过程。以飞机梁结构连接件的下壁板为主要研究对象,采用标记载荷法和详细目视检测法监测其裂纹的扩展状况,并采用GE5显微镜观测断口形貌。分析了腐蚀环境对梁结构连接件疲劳寿命与裂纹扩展的影响。试验结果表明:在形成穿透裂纹的初始阶段,试验件受到表面的防护漆以及连接处的密封胶保护,腐蚀环境在该阶段对梁结构连接件的疲劳寿命影响不明显,与非腐蚀试验相比, 该阶段的寿命仅缩短了5.5％;在穿透裂纹的扩展阶段,腐蚀环境加速了穿透裂纹的扩展过程,同时还加剧了穿透裂纹扩展过程的分散性,与非腐蚀试验相比,穿透裂纹的扩展寿命缩短了23.1％。     

腐蚀环境下飞机结构疲劳全寿命评估模型

腐蚀环境作用下飞机结构疲劳全寿命评定是飞机结构疲劳断裂分析技术发展的趋势。介绍结构疲劳全寿命的研究现状,在此基础上提出基于不连续状态腐蚀与疲劳交互作用下飞机结构的全寿命评估模型。该模型能将环境影响下的点腐、剥蚀的演化不连续状态(evolving discontinuity state,EDS)纳入全寿命分析框架中。模型的构建能为飞机结构腐蚀疲劳全寿命评定提供技术支持。最后,对全寿命模型的进一步研究提出建议。     

飞机结构腐蚀检测技术研究

在查阅大量国外资料的基础上,研究国外先进飞机结构腐蚀检测的方法(超声成象检测、超声C扫描检测、涡流检测、先进磁-光成象技术检测),研究各种方法的实用性.针对我国飞机结构腐蚀情形及仪器的情形,给出几种实用的腐蚀检测方法,低频涡流检测隔层下腐蚀、红外热象仪测面积型腐蚀、超声波检测结构腐蚀.     

高强度铝合金盐雾加速腐蚀试验研究

使用pH为3．0、浓度为5％的酸性NaCl溶液（使用冰醋酸调节pH值）作为腐蚀加速溶液,对高强度的航空铝合金7075进行连续盐雾腐蚀试验。试验结果表明,该加速腐蚀试验对大气腐蚀试验有较好的加速性和模拟性。根据对腐蚀试验件的力学性能测试结果,提出从腐蚀损伤的角度对材料进行腐蚀研究的方法。讨论以腐蚀损伤等效概念为基础,建立当量腐蚀加速关系。     

某机翼结构细节抗疲劳优化设计

针对某型飞机在使用过程中中外翼下壁板产生的裂纹故障，根据故障产生的原因，运用优化设计方法，建立以该部位疲劳寿命和结构增加重量为优化目标的数学模型；改进机翼下壁板故障部位的结构设计；对比分析优化前后结构的寿命。使该部位结构的改进设计在重量增加较少的条件下，疲劳寿命较长，满足飞机的实际使用。     

铝锂合金预腐蚀疲劳退化研究

铝锂合金是一种新型的航空用铝合金。本文基于电化学原则建立了某地的腐蚀加速环境谱,并基于加速环境谱,研究了铝锂合金预腐蚀疲劳性能。研究结果表明,低腐蚀损伤对其疲劳寿命影响不大,而高腐蚀损伤会明显缩短试件的疲劳寿命。