飞机典型连接结构原始疲劳质量评估

在谱载下对单片通孔试件及三种不同长度的双片紧固孔试件进行了耐久性试验研究。考虑螺栓干涉量、螺栓紧固力等特征,通过三维有限元仿真得到了结构的薄弱部位。根据结构的耐久性试验分析结果,提出了一种用于结构原始疲劳质量(IFQ)评估的"裂纹超越数概率比较法",并建立了各组试件的控制应力水平曲线与之对比。结果表明,本文提出的结构IFQ评估方法有效,双片紧固孔试件的IFQ高于单片通孔试件,且随结构长度的减小而提高。     

结构细节原始疲劳质量模型参数的拟合优度

以实验为依据，对确定结构细节原始疲劳质量(IFQ)模型参数的两种模型方程进行了计算，并对拟合优度作了对比分析。     

R圆角细节原始疲劳质量探索研究

总结了Ｒ圆角细节原始疲劳质量研究的探索工作。通过对所设计的典型Ｒ圆角细节试件的耐久性试验,证实了这种新细节（主要考虑Ｒ圆角过渡区对寿命的影响）可以获得断口的ａ～ｔ曲线（ａ为裂纹长度;ｔ为试验的飞行小时数）,并通过断口反推得到其原始疲劳质量,为这种新细节的耐久性设计和分析提供了技术基础。     

基于应力严重系数和概率断裂力学的耐久性分析方法

将应力严重系数和概率断裂力学结合起来,提出一种新的连接件耐久性分析方法。在新方法中,假设结构细节的原始疲劳质量不受形状、工艺参数和装配状态等影响,而只与材料的缺陷如气孔、夹杂等有关。在此基础上,建立应力严重系数与裂纹扩展速率的关系以确定不同连接件的裂纹扩展寿命。由于结构的原始疲劳质量只和材料缺陷相关,而与结构形式等无关,故新方法不需要大量的试验数据,可节省大量的费用和时间。对某连接件的试验和分析验证了该方法的可行性和准确性。     

钛合金结构疲劳全寿命计算方法研究

依照钛合金裂纹萌生和小裂纹扩展寿命较长的特点,结合目前的检测水平,将钛合金疲劳全寿命分为3个阶段,裂纹由0 mm～0.3 mm为裂纹萌生寿命,0.3 mm～2 mm为小裂纹扩展寿命,2 mm～aC为长裂纹扩展寿命。各阶段因为破坏机理的不同而采用不同的寿命预测方法,从而提高疲劳全寿命预测的准确性。超低间隙钛合金TC4ELI和TA15ELI等幅和谱载荷下疲劳全寿命试验和预测结果表明,裂纹萌生寿命在全寿命中所占比例最大,预测误差最大;长裂纹扩展寿命所占比例最小,预测精度最高;小裂纹扩展寿命所占比例稍大于长裂纹,预测误差大于长裂纹。等幅载荷和谱载荷下全寿命预测误差均符合工程结构疲劳寿命预测的精度要求。     

TC21钛合金的疲劳裂纹扩展研究

建立了新型损伤容限性钛合金TC21的疲劳裂纹扩展模型;研究了疲劳裂纹扩展速率da／dN与疲劳裂纹扩展门槛值之间的关系。该模型预测了TC21钛合金的疲劳裂纹扩展速率,其预测结果与实验结果非常吻合。     

连接方式对紧固孔疲劳性能的影响

通过对紧固孔件的疲劳试验,研究不同连接方式对其疲劳性能的影响.对两种不同连接方式的紧固件的疲劳试验结果进行对比分析,对疲劳断口进行观察分析,基于当量初始裂纹(equivalent initial flaw size)理论计算不同连接方式下的原始疲劳质量.试验结果表明,采用沉头铆钉连接方式紧固孔的疲劳寿命略长于采用沉头螺栓连接方式的紧固孔,但沉头铆钉连接方式紧固件疲劳寿命的分散性较后者大;铆接紧固件的当量初始裂纹尺寸比螺接紧固件小,原始疲劳质量有所提高;在不同连接方式下,裂纹萌生位置不变,裂纹萌生寿命约为紧固件总疲劳寿命的80％.     

紧固孔原始疲劳质量控制与制孔技术研究

对飞机结构耐久性和安全性有重要影响的紧固孔原始疲劳质量进行了分析,建立了制孔技术与紧固孔原始疲劳质量的内在联系。提出用满足９５％要求的当量初始裂纹尺寸ａｉ值来定量描述紧固孔原始疲劳质量。给出通过紧固孔原始疲劳质量评定和符合性检查来选择或验证制孔技术的方法。     

钛合金显微组织与疲劳-蠕变复合性能的关系

研究了钛合金显微组织对疲劳-蠕变复合性能的影响后发现,在强烈疲劳-蠕变交互作用下,双态组织具有最好的疲劳-蠕变寿命。     

离心轮内部疲劳裂纹扩展及其无损定量表征

为研究某离心轮内部疲劳裂纹扩展及其无损定量表征,开展了高速低循环旋转疲劳试验以及多种无损检测定量表征、断口分析、疲劳裂纹扩展仿真对比研究.研究结果表明:疲劳裂纹到达表面后,疲劳裂纹处于非稳定扩展阶段;20000～21700循环间,区间疲劳裂纹扩展速率仿真值与无损表征值接近;21700～21789循环间,区间疲劳裂纹扩展...     

TC4合金微动疲劳损伤研究

研究了TC4合金在柱面-平面接触务件下的微动疲劳行为，分析了其微动疲劳损伤机制。结果表明：在试验务件下，微动区边缘的损伤特征以粘着磨损为主，而微动区中部则以磨粒磨损和接触疲劳为主。疲劳裂纹易于在微动区．特别是在蚀坑处萌生和扩展。促使微动疲劳裂纹萌生的因素：一是法向应力和切向摩擦力引起的材料表层塑性变形，二是微动磨损破坏了材料的表面完整性，造成了缺口应力集中效应。     

钛合金TC11微动疲劳特性研究

以航空发动机榫连接结构微动疲劳问题的简化模型为研究对象,设计和制造了一套采用液压加载方式来实现微动疲劳法向载荷施加的试验装置,用于研究钛合金TC11微动疲劳的损伤过程,并对试验过程中在接触区域萌生裂纹的试件断口进行观测。研究结果表明:保持法向载荷恒定不变,增加轴向载荷将减少微动疲劳寿命。同样,保持轴向载荷恒定不变,法向载荷对微动疲劳寿命影响不如轴向载荷显著。另外,等效应力和滑移幅值是微动疲劳寿命的主要影响因素。     

喷丸对TC4钛合金残余压应力场及疲劳寿命的影响

研究了不同弹丸及喷丸参数对喷丸后TC4钛合金表面形貌、表面塑性变形程度、残余压应力场和疲劳寿命的影响。结果表明:与铸钢弹丸相比,陶瓷弹丸喷丸强化后TC4钛合金表面的起伏程度变化不大,但能有效地覆盖加工刀痕;随喷丸压力增大和喷丸时间延长,试样表面的累积塑性变形先快速增大后趋于饱和;当喷丸压力达到0.25 MPa、铸钢弹丸喷丸时间大于40 s或陶瓷弹丸喷丸时间大于80 s时,最大残余压应力可达到610 MPa,残余压应力场深度超过250μm;两种弹丸喷丸强化后,TC4钛合金的疲劳寿命分别可提高10倍和20倍以上。     

半潜式平台井架结构疲劳特性分析

针对半潜式平台井架在连续起下钻的工况,建立了井架疲劳分析模型。利用有限元分析软件ABAQUS数值模拟了井架的工作过程,获得了应力场的分布特性,并以此为基础结合疲劳累积损伤理论利用fe-safe软件读取井架应力结果进行疲劳寿命分析。结果表明:井架二层台附近立柱的应力集中处寿命较低,4个立柱顶端的寿命也相对较低,这些区域均为高应力区域;在疲劳破坏情况下,井架没有明显的塑性变形和载荷的重新分配,井架研究结果与实际寿命情况吻合较好。     

热处理对损伤容限型TC4钛合金疲劳性能的影响

本文利用光学显微镜(OM)、扫描电子显微镜(SEM)研究了不同的状态下损伤容限型TC4钛合金的疲劳性能。结果表明:损伤容限型TC4钛合金经过995℃/1hAC+550℃/4 h处理后得到魏氏组织,并且疲劳性能比原始状态和经900℃/1hAC+550℃/4h处理后都要好。从疲劳断口观察到,预裂区和快速扩展区主要是以微区解理断裂为主,稳态扩展区主要是以疲劳条带扩展机制为主,同时也存在微区解理断裂机制。     

TC4钛合金焊接工艺分析

分析了TC4钛合金常用焊接方法,总结了焊接工艺参数,重点论述了激光焊接方法。     

TC4板孔冷挤压强化残余应力分布与疲劳寿命

开展了不同挤压量下TC4钛合金板孔冷挤压强化有限元仿真研究,得到了挤压强化后最小截面的切向残余应力分布规律,分析了挤压量对受载试样孔边应力分布的影响,探讨了挤压量、残余应力和疲劳增益三者之间的内在关系。采用开缝衬套冷挤压强化工艺对TC4带孔板件进行冷挤压和疲劳验证试验。研究结果表明,挤压强化后的孔边切向压缩残余应力可以有效降低孔周应力集中程度,优化受拉试样最小截面应力分布,改变裂纹源的位置并延长疲劳裂纹的萌生和扩展寿命,有效提高试样疲劳寿命。综合仿真和疲劳试验得到TC4板孔最优挤压量为4%。     

航天发动机涡轮有限元结构和疲劳分析

运用Nastrsan对航天发动机涡轮进行有限元计算分析,得出应力屈服最先发生在涡轮与叶片交汇处、过渡曲线区域是疲劳损伤危险区域的结论,并给出15个疲劳损伤最危单元点,为提高发动机涡轮寿命提供了新的研究方法和参考依据.     

航天发动机涡轮有限元结构和疲劳分析

运用Nastrsan对航天发动机涡轮进行有限元计算分析,得出应力屈服最先发生在涡轮与叶片交汇处、过渡曲线区域是疲劳损伤危险区域的结论,并给出15个疲劳损伤最危单元点,为提高发动机涡轮寿命提供了新的研究方法和参考依据。