疲劳寿命预腐蚀影响系数曲线通用性研究

针对腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定问题,对结构在近似谱和不同恒幅应力水平下的地面停放预腐蚀影响系数(C(t))曲线的通用性进行研究。首先给出与腐蚀时间呈指数关系的C(t)曲线形式,对该关系式的合理性进行验证;分别进行加速腐蚀不同时间后结构模拟试件在近似谱下的C(t)曲线测定,以及加速腐蚀试件在不同恒幅应力水平下的C(t)曲线分析,分别对上述曲线进行统计对比分析。结果表明：近似谱和恒幅应力下的C(t)曲线参数均无显著差异,说明C(t)曲线具有通用性,从而大大减少了试验工作量。     

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.     

预腐蚀对LY12CZ挤压件疲劳寿命的影响

通过对ＬＹ１２ＣＺ挤压孔板在４种不同介质预腐蚀后的疲劳对比研究，探索了预腐蚀对孔挤压试件疲劳寿命的影响，分析了影响因素，其结论为挤压强化工艺的工程应用提供了依据。     

应力与腐蚀因素对连接件腐蚀疲劳寿命交互作用的研究

在应力控制下分别研究了不同应力,预腐蚀时间对3．5％NaCl溶液中有涂层的LY12CZ铝合金铆接连接件的腐蚀疲劳性能影响的规律。试样结构是根据飞机蒙皮的真实结构设计制成的单剪切连接件,按实际工艺过程进行表面处理。试验结果表明,提高应力和延长预腐蚀时间均会缩短连接件的腐蚀疲劳寿命。应力与环境腐蚀因素对连接件的腐蚀疲劳寿命的影响作用不是简单的叠加关系,而是相互影响的,结果还表明,在无预腐蚀的条件下有涂层连接件在pH值为6的NaCl溶液中的腐蚀疲劳寿命比空气中的寿命要高,并且在高低应力范围内均有此现象,在30MPa下预腐蚀对连接件的疲劳寿命的影响作用比50MPa下预腐蚀对连接件疲劳寿命的作用要明显。     

X56管线钢的腐蚀疲劳寿命试验研究

采用不同应力比在不同环境下对Ｘ５６管线钢进行了疲劳试验。结果表明，对称循环时腐蚀环境下的Ｓ－Ｎ曲线的斜率要比空气中的大，低应力下腐蚀劳寿命比在空气中低得多，应力越低降低幅度越大。在空气中有疲劳极限存在，而在腐蚀环境中存在疲劳极限。在高应力区两曲线有相交点，广交会劳寿命甚至比空气中时还要长。当应力比为０．２时，两曲线的斜率几乎相同。所不同的仅是有无疲劳极限之分。即在较高频率下腐蚀损伤只在低应力区有效     

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％。     

2A12铝合金不同方法腐蚀疲劳的寿命及断口形貌

对2A12铝合金进行预腐蚀和腐蚀疲劳交替的腐蚀劳试验,将腐蚀疲劳交替条件下的理论疲劳寿命和实际疲劳寿命进行对比,并观察了不同腐蚀条件下的断口形貌。结果表明:在交替周期为4d时,理论疲劳寿命与实际疲劳寿命两者之差达到25%以上;预腐蚀疲劳试样的断口上存在很多韧窝;在腐蚀疲劳交替作用下试样的断口为极不规则的腐蚀形貌。     

孔径对铆接连接件疲劳寿命影响的试验

基于疲劳试验研究了孔径对铆接连接件疲劳寿命的影响。分析试验件破坏形式发现,疲劳破坏存在多个疲劳源,最先发生疲劳裂纹的铆钉位置可通过比较裂纹长度和宽度判定。比较该铆钉孔孔径对应的试验件的疲劳寿命试验结果表明:在较高应力水平作用下,不同孔径对应的疲劳寿命差异较小;在较低的应力水平作用下,对于凸头铆钉铆接件,孔径在4.07~4.08 mm范围内的试验件疲劳寿命较优;对于沉头铆钉铆接件,孔径在4.07~4.10 mm范围内的试验件疲劳寿命较优。为此,建议将5/32 in的铆钉对应的孔径控制在4.07~4.10 mm范围内,通过控制孔径的方法可以达到提高铆接连接件疲劳寿命的目的。     

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。     

空气环境对预腐蚀2XXX系铝合金疲劳性能的影响

在实验室空气和潮湿空气环境下,对预腐蚀2XXX系铝合金光滑试样(Kt=1)和缺口试样(Kt=3)进行疲劳试验,并用单侧容限因数法对疲劳寿命进行估算,得到了两种试样在两种空气环境下的中值疲劳寿命和99%可靠度、95%置信度水平上的疲劳寿命。结果表明:潮湿空气环境降低了预腐蚀2XXX系铝合金的疲劳性能;光滑试样的疲劳寿命数据比较分散,且应力水平越低越分散;缺口试样的疲劳寿命数据比较集中;潮湿空气环境下疲劳寿命较低的原因是铝合金表面的薄水膜加速了裂纹的扩展以及原子氢引起的局部损伤。     

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。     

基于强度退化的金属材料疲劳寿命预估

为了进一步研究疲劳过程中金属材料剩余强度退化的规律,从疲劳损伤的定义出发,建立了剩余强度退化模型.根据前人的试验数据来验证本模型的正确性,通过与其他学者模型计算数据对比表明文章所建立模型提高了计算精度.同时基于所建立剩余强度退化模型提出一种改进的等损伤模型,由此推导出疲劳累积损伤模型.将此累积损伤模型应用于两级载荷下疲...     

焊后热处理对30CrMnSiNi2A钢电子束焊接件疲劳行为的影响

电子束局部热处理是一种新型的热处理方式，探讨其对电子束焊接接头组织和疲劳性能的影响规律具有十分重要的实际意义。文中采用CT(紧凑拉伸)试样，对30CrMnSiNi2A钢电子束焊接后焊态、焊后炉内整体热处理和电子束局部热处理三种焊接接头焊缝与母材的疲劳裂纹扩展速率进行试验研究；并测定上述两个部位的门槛值。结合金相组织分析，讨论焊后热处理对接头疲劳行为的影响。试验结果表明，电子束局部热处理和整体热处理都能够在一定程度上改善焊接接头的组织和近门槛值处抗疲劳裂纹扩展的能力。由于电子束局部热处理具有方便、省时、节省能源和提高生产率的优点，因而具有较大的应用潜力和研究价值。     

一种基于剩余强度衰减的疲劳寿命可靠性分析模型

建立了一种基于剩余强度衰减理论的复合疲劳寿命可可靠性模型,通过推导分析和算例计算对比分析,说明该方法的正确性及其优点。     

分层缺陷对复合材料结构疲劳寿命影响研究

介绍一种新研制的含缺陷复合材料压缩试验装置 ,并采用压缩疲劳试验方法研究中央分层和边缘分层缺陷对飞机复合材料结构疲劳寿命的影响。研究结果表明 ,试件疲劳破坏的起始位置与预制缺陷位置一致。含分层缺陷复合材料结构的疲劳寿命不仅与缺陷尺寸 ,而且与缺陷位置有关。该研究结果为制定生产和使用过程中缺陷或损伤的控制标准提供重要依据     

受电弓疲劳裂纹扩展特性及寿命预测研究

通过有限元软件建立受电弓三维有限元模型,结合断裂分析软件Franc3D研究受电弓上框架尾部疲劳裂纹的扩展特性,并对常温、大气环境以及腐蚀环境下疲劳裂纹扩展寿命进行预测.结果 表明:当受电弓上框架尾部已产生2 mm的表面裂纹时,继续扩展至表面长度约为15 mm时将会穿透管壁;对于常温、大气环境,疲劳裂纹从2 mm的表面裂纹扩展为50 mm的穿透裂纹所对应的运行里程约为24万公里;在腐蚀环境下,表面裂纹扩展至相同长度对应的运行里程约为3.19万公里.     

基于临界面法的缺口件多轴疲劳寿命预测

基于多轴损伤临界面原理，根据多轴疲劳损伤和裂纹萌生与扩展的特点，在所建立的统一型多轴疲劳损伤模型的基础上，进一步推广应用到缺口件的多轴疲劳寿命预测中，经多轴疲劳试验验证表明，所建立的多轴疲劳损伤模型可以较好地预测比例与非比例加载下缺口件的多轴疲劳寿命。     

某型汽车起重机起重臂的应力和应变疲劳寿命预估

以某型现役汽车起重机起重臂钢结构为研究对象,基于单位载荷下的名义应力谱和FE-SAFE(durability analysis software for finite element models)耐久性分析软件,建立起重臂钢结构件的应力及应变疲劳寿命预估模型,给出该材料的应力及应变寿命曲线,并分别采用应力、应变疲劳损伤模型,对该型起重臂钢结构的疲劳寿命进行预算。预算结果表明该型起重机起重臂结构工作30 978个循环时出现裂纹,而其使用寿命为392 699个工作循环。计算结果与试验结果对比得出:两种寿命预估模型结果与试验值基本符合,故该型现役起重机检修周期和使用寿命的制定应采用两种疲劳寿命预估模型综合考虑。