飞机结构使用寿命评定技术研究

本文详细地介绍了以飞机结构疲劳寿命和日历寿命为主的寿命体系,阐述了我国的飞机寿命管理现状,并从腐蚀的角度,说明了腐蚀对飞机结构使用寿命的影响.通过试验加速环境谱的建立,分析了当前流行的飞机结构使用寿命评定体系.     

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。     

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。     

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。     

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。     

腐蚀疲劳可靠性分析方法

阐明了腐蚀疲劳失效的机理及腐蚀疲劳失效设计准则;提出了腐蚀疲劳可靠性分析模型,对与腐蚀疲劳有关的变量的随机特性做了探讨和研究,并通过算例进一步阐明概念与算法,所示数据可供参考;对结构腐蚀疲劳可靠性做了方向提示。     

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.     

飞机结构疲劳损伤的工程类比法

重点论述工程类比法在基于飞参数据进行飞机结构疲劳损伤计算中的应用.通过对两种机型、60多架飞机30000多飞行小时数据的计算分析,提出结构疲劳损伤值(取对数后)与材料常数m成线性关系的观点.用工程类比法计算出的多架飞机累计损伤结果,其相对轻重水平,基本不随m值的不同而改变.在比较多架飞机疲劳损伤情况时,可以排除材料常数m的影响.     

海洋平台用钢的焊接疲劳性能分析

对平台用钢的焊接疲劳性能进行了研究,采用威布尔分布对试验数据进行了分析。给出各种可靠度下的Ｒ－Ｓ－Ｎ曲线估算式,并与对数正态分布处理的结果进行了比较,对海上石油钻井平台的安全性评估具有一定的意义。     

飞机结构中下陷结构的疲劳可靠性分析

主要分析和试验研究了飞机结构的下陷结构的细节参数中下陷过度区尺寸Ｌ２、下陷曲率半径与疲劳寿命的关系,通过采用应力场强法对下陷结构进行有限元计算和疲劳试验得到,Ｌ２的增加可延长结构的疲劳寿命,而Ｒ的小范围尺寸变化不会对寿命有太大影响。     

军用飞机结构疲劳寿命研究

简述飞机结构疲劳问题的重要性,特别结合军用标准规范对飞机结构疲劳设计要求的变化勾画飞机结构疲劳设计思想演变的情况;着重论述工程实际中常用的疲劳寿命分析方法,论述全尺寸结构疲劳试验的作用意义、试验载荷谱、试验实施的有关环节,概要介绍在飞机构件寿命分析与全尺寸结构疲劳试验方面所做的一部分研究工作,并就疲劳研究的发展提出一些粗浅看法。     

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。     

某型飞机关键结构模拟件疲劳寿命研究

通过应变测量摸清某型飞机关键结构模拟件的疲劳危险部位及严重的受力状态,通过疲劳试验获得疲劳危险部位的裂纹扩展数据,提出了推断疲劳裂纹起始寿命的工程方法.     

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.     

飞机起落架变行程疲劳试验技术发展综述

飞机起落架疲劳试验技术经历了固定行程、一维变行程、二维变行程、三维变行程等发展阶段。固定行程的疲劳试验简单易行 ,但试验寿命偏长。一维变行程疲劳试验技术应用于垂直安装的支柱式起落架。二维变行程疲劳试验技术解决了起落架支柱安装上存在空间倾斜角的问题。实时三维变行程疲劳试验 ,能更真实地模拟起落架的使用情况 ,同时体现了起落架与相关机体结构一体化设计的思想     

单机结构疲劳分散系数研究

目前国内各机型在确定寿命时,所选取的分散系数主要考虑两部分,一是单机在结构材料与制造质量上的差异;二是单机在飞行载荷历程上的差异.由于单机寿命监控管理方法的引入,使得飞机的载荷历程是确定的.因此按单机寿命监控方法管理的飞机,在选取分散系数时,只需考虑在结构材料和制造质量上的分散.文中通过对单机结构疲劳分散系数的选取方法进行系统论述,并结合实测飞参数据对某系列飞机单机疲劳载荷分散性进行研究,为该系列飞机合理选取分散系数提供依据.