飞机结构腐蚀疲劳分析中的DFR法

通过分析和试验,说明DFR(detail fatigue rating)法在腐蚀疲劳分析中的适用性及其与常规疲劳分析的DFR法的主要差异;给出腐蚀环境中细节疲劳额定值DFRf(t)的定义及其在典型环境中细节疲劳额定值的表达式;在此基础上,简单说明飞机结构腐蚀疲劳作用下产生工程可检裂纹α0的日历年限分析方法,并通过算例说明分析过程.     

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。     

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。     

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.     

基于DFR法的工程结构振动疲劳寿命评定

以某含铸造缺陷的设备结构为对象,通过样件的基本力学性能及疲劳/裂纹扩展性能测试、模态及动力响应测试、动力响应分析及危险部位载荷谱确定等工作,采用细节疲劳寿命额定值(DFR)方法获取了该批次缺陷件疲劳寿命。研究结果可为工作在振动环境下的工程结构疲劳寿命评定探索出一条合理可行的解决途径。     

2E12-T3铝合金蒙皮环向对接结构的疲劳性能

通过有限元仿真确定蒙皮环向对接结构的疲劳危险部位,计算得到2024-T3铝合金对接结构的理论细节疲劳额定值(DFR).对2E12-T3铝合金蒙皮环向对接结构进行疲劳试验,分析了疲劳断裂位置和断口形貌,计算得到该对接结构的试验DFR,并与2024-T3铝合金对接结构的理论DFR进行对比分析.结果表明:蒙皮环向对接结构试样均在蒙皮端部钉孔处发生疲劳破坏,与有限元分析得到的结构薄弱部位一致;裂纹起源于蒙皮与带板贴合面且与加载方向垂直的蒙皮孔壁上,裂纹扩展区存在疲劳条带和少数韧窝,瞬断区存在韧窝及空洞;2E12-T3铝合金对接结构的DFR相比于2024-T3铝合金对接结构提升约13.9％.     

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。     

机身典型连接接头DFR值分析方法研究

提出通过静力试验或者有限元模型计算,确定连接接头的危险钉孔位置,修正应力集中系数Kt等对结构细节疲劳额定值(detail fatigue rating,DFR)的影响后,进而确定结构的DFR值的方法。使用该方法对机身上某连接接头进行疲劳寿命分析,给出详细的分析过程与结果,并通过DFR值试验验证该方法的可行性和合理性。     

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。     

含相似多细节结构的构件疲劳额定系数研究

相似多细节的存在显著影响结构的疲劳性能,细节模拟试件试验得到的结果需要通过构件疲劳额定系数RC进行修正才能正确反映结构的疲劳性能.基于各相似细节之间独立同分布的假设,分别建立疲劳寿命服从对数正态分布和双参数Weibull分布时,RC与相似细节数的函数关系以及RC与可靠度的关系;讨论对应疲劳寿命的RC与对应疲劳强度的RC之间的联系.给出典型细节数对应的RC以及铝合金材料2种可靠度水平下RC与相似细节数的关系曲线.     

表面粗糙度对激光选区熔化TC4钛合金疲劳性能的影响

针对沉积表面和机加表面激光选区熔化(SLM)成形TC4钛合金试验件,通过疲劳试验得到两种表面粗糙度下的细节疲劳额定值(DFR),同时借助扫描电镜研究表面粗糙度对SLM成形TC4疲劳性能的影响。结果表明:沉积表面的DFR值为235.1 MPa,机加表面的DFR值为283.3 MPa,后者疲劳性能优于前者。断口分析显示表面粗糙度对疲劳裂纹萌生方式影响显著,沉积表面疲劳裂纹源萌生于试验件的表面,断口粗糙,高低起伏比较明显,机加表面疲劳裂纹源起始于试验件内部,断口比较平坦。     

磁悬浮列车走行机构关键部件DFR法疲劳寿命估算

将DFR法应用于磁悬浮列车走行机构的疲劳寿命估算中,从民机耐久性设计手册获得危险部位的DFR,结合Miner损伤累积准则,对磁悬浮列车走行机构的关键部件进行了疲劳寿命估算.估算结果表明,该部件满足磁悬浮列车的设计目标寿命.     

在斜向载荷作用下耳片疲劳寿命分析的等效载荷法

通过对耳片在不同加载角度下进行受力分析,针对耳片受斜向拉-压疲劳载荷的寿命分析问题,对压缩载荷进行等效处理,得到有效载荷系数λ,将疲劳载荷谱等效为P_(max)~λP_(min),然后通过细节疲劳额定值(DFR)方法得到耳片结构的疲劳寿命,最后通过加载角为45°的耳片疲劳试验对该方法进行了验证,证明该方法具有工程实用性。     

腐蚀条件下修正当量地空地循环数的DFR方法

通过引入腐蚀影响系数,将民机结构实际使用环境下用当量地空地循环数表示的设计目标寿命折算为疲劳损伤相同的一般环境下当量地空地循环数,从而建立腐蚀条件下疲劳分析的细节疲劳额定值(detail fatigue rating,DFR)方法.对于民机结构,腐蚀影响系数包括地面停放预腐蚀、空中飞行环境预腐蚀和空中腐蚀疲劳影响,引入基于腐蚀电化学理论的折算系数,将空中飞行时间等腐蚀损伤地折算为地面停放时间,从而综合考虑地面停放和空中飞行环境预腐蚀影响.针对典型使用情况下的支线客机,对其疲劳关键部位--机身长桁机加接头部位,采用腐蚀条件下DFR方法进行疲劳分析,验证该方法的可行性和合理性.     

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%。     

变速箱中间轴焊接结构多轴疲劳寿命分析方法

重载车辆传动系统具有大速比、大扭矩的特点,其变速箱中间轴焊接结构承受复杂工作载荷,焊缝处易发生多轴疲劳破坏。为了更准确有效地对中间轴焊接结构的疲劳寿命进行评估,基于多轴结构应力法提出一种重载车辆变速箱中间轴焊接结构疲劳寿命分析方法,即建立含有焊缝细节的中间轴焊接结构有限元模型,求解得到焊缝危险点处的结构应力分量时间历程,并在结构应力平面上合成载荷路径,求得非比例加载路径的等效应力范围,最后结合主S-N曲线确定焊接结构的疲劳寿命。采用该方法分别对中间轴焊接结构的焊根、焊趾部位进行疲劳寿命分析并与疲劳台架试验结果进行对比,结果表明：分析得到的疲劳破坏位置和寿命值与疲劳台架试验结果均有良好的一致性,且焊根与焊趾寿命分析结果间的差异与已有文献多轴疲劳试验数据相一致,说明采用多轴结构应力法对变速箱中间轴焊接结构的疲劳寿命评估是可靠的。     

基于动力学优化的航空管道DFR疲劳寿命分析

基于动力优化的有限元分析方法,以避开系统共振频率为目标函数,支撑位置为设计变量,对某型航空管道进行动力优化,得到该型管道支撑最佳位置;将最佳支撑位置优化结果与管道实际承受的载荷相结合,基于DFR法,对管道进行疲劳可靠性寿命分析并进行评估。结果表明:支撑位置对管道系统各阶固有频率影响较大,避开的系统共振频率不同,优化支撑位置也不同;基于最优结果的DFR法疲劳寿命分析可以为管道安全运行提供指导且该型管道疲劳寿命满足要求。     

飞机中央翼前梁下缘条结构典型加工误差修理效果分析

针对飞机典型连接结构中的中央翼前梁下缘条结构,对其含典型加工误差类型及误差修理后的效果进行研究。通过耐久性分析方法分析修理后连接结构的疲劳性能,通过有限元分析计算该结构的疲劳细节额定值(DFR),并设计试验件进行对比试验验证。通过试验验证,研究含误差结构相对于原结构疲劳寿命和疲劳性能的变化。对目前飞机生产加工单位采用的紧固孔误差修理方法进行有效性判定,对误差修理方法提供理论和试验数据支持。     

开孔试件的表面粗糙度对疲劳寿命影响的定量分析

对不同表面粗糙度的开孔铝板进行了疲劳试验。根据试验结果,利用回归分析方法建立了开孔试件的表面粗糙度对疲劳寿命影响的经验公式;通过扫描电镜进行了断口分析,揭示了表面粗糙度对裂纹形成方式的影响。最后,运用细节疲劳额定值法对开孔试件的疲劳寿命进行了可靠性分析。     

基于Pareto遗传算法的腹板梁结构抗屈曲疲劳优化设计研究

依据疲劳分析中的细节疲劳额定值法,提出一种基于遗传算法的腹板梁结构抗屈曲疲劳的优化设计模型。通过有限元计算及试验分析,采用半经验方法建立结构屈曲疲劳分析模型,并应用遗传算法进行优化计算,获取了质量最小情况下结构疲劳寿命最高的结构设计方案,优化后理论分析的腹板梁结构屈曲疲劳寿命比初始结构寿命有了显著提高,为通用飞机结构减重提供设计依据。