大厚度铝合金板疲劳裂纹扩展特性研究现状及关键问题探讨

试样厚度增加引发的裂纹扩展“马鞍效应”是厚度与三维裂纹端部应力应变场内在联系的表象反映,在未得出这种内在联系机理与规律的情况下,基于传统模型对大型机械设备中的厚板及变厚度板进行损伤容限评定必然存在很大的风险。以大厚度铝合金板为研究对象,从三维裂纹端部应力应变场与裂纹扩展形貌之间的关系、疲劳裂纹扩展的厚度效应、腐蚀与疲劳共同作用下裂纹扩展机理与模型等三个方面,对裂纹扩展相关问题的研究现状进行了总结分析,对大厚度铝合金板疲劳裂纹扩展特性研究的关键问题进行了探讨。

全机疲劳试验几个问题的探讨

全机疲劳试验是规范要求的保障飞机结构完整性以及满足适航要求的大型、复杂以及持续时间长的地面验证试验。全机疲劳试验的几个重要问题,例如试验目的、载荷谱、持续时间和分散系数等,是飞机设计师/工程师非常关注和充分讨论的问题,其中的分散系数也是研究者研究较多的问题之一。针对近年来完成的多个飞机型号的全机疲劳试验,本文介绍了对上述几个问题的研究和认识,对比了国内外5种型号战斗机的疲劳设计与全机疲劳试验情况,提出了关于全机疲劳试验的工程实用的一些建议。本文的研究可以为其他飞机全机疲劳试验提供有益的参考。

声发射技术在复合材料壁板压-剪复合载荷疲劳试验损伤扩展监测中的应用

利用声发射技术对某飞机复合材料机身壁板压-剪复合载荷疲劳试验中位于壁板长桁上的两处初始损伤开展了连续跟踪监测,试验过程中对各监测通道声发射信号的幅值、能量、计数等特征参数进行实时统计分析,在试验中成功监测到其中一处损伤的扩展,为试验结论分析提供了重要数据支撑。

高噪声环境下声发射损伤源定位技术研究

传统的TOA声发射源定位技术中,基于门槛的声波到达时间检测法在高噪声环境下会出现较大误差,从而导致损伤源定位率低、定位误差大。本文通过试验的方法研究了TOA定位技术与噪声水平之间的关系,分析了噪声影响声发射源定位的机理,采用AIC技术对高噪声环境下声波真实到达时间进行了校正,大幅提高了定位率和定位精度。该方法在铝合金试件真实疲劳试验损伤检测中进行了应用,成功在人工可见裂纹前定位出了损伤。

着色渗透在吊挂振动试验检测中的应用

钛合金吊挂试件是飞机的重要结构。本文提出了吊挂振动疲劳试验中采用应变监控与着色渗透检测相结合的及时发现裂纹的方法,详细阐述了着色渗透检测过程的工艺及参数。渗透检测极易在结构突变处产生伪显示,选取一完好试件与疲劳试验件采用同样的检测工艺参数进行渗透检测,将得到的渗透形貌在有光源的放大镜下观察对比,确认为裂纹显示,此方法值得借鉴推广。

基于线阵列的湍流边界层壁面脉动压力波数-频率谱模型实验研究

湍流边界层壁面脉动压力波数-频率谱建模是流动噪声领域十分关注的问题。研究首先总结归纳了近60年来的11种波数-频率谱预测模型,并按照模型的理论基础和表达形式划分为四类:Corcos类模型、不可压缩理论基模型、可压缩理论基模型和其他类模型。然后,开展声学风洞线阵列实验并对各预测模型进行展向方向波数积分,分别获得了流向方向的湍流边界层壁面脉动压力波数-频率谱实验测量结果与模型预测结果。最后,按照Corcos类模型与非Corcos类分别开展对比研究,分析研究了四类11种模型预测能力。研究结果表明:线阵列测量可以有效获得流向方向的波数-频率谱,并可用于校验各预测模型精度;在6个Corcos类模型选取时,需根据所关心的频率、波数范围及表达式计算复杂程度选取合适的预测模型;5个非Corcos类模型能够直接预测波数-频率谱,不需要自谱模型输入,较Corcos类模型具有较大优势,其中综合考虑Chase I模型最优,Chase II具备声学区边界预测能力。

复杂力热载荷下推力室内壁失效机理研究

大推力氢氧火箭发动机在经过多次试车后,推力室内壁会产生不同程度的裂纹,严重影响发动机的工作可靠性。为了分析复杂力热载荷下推力室内壁的失效机理,本文根据发动机实际工作过程涉及预冷-工作-后冷-松弛四个阶段,分别计算了经过单次和多次工作循环的内壁应力应变情况,并针对试车分解后的内壁材料进行断貌分析和金相检查。仿真与材料分析结果表明:内壁面的失效机理为疲劳和棘轮共同作用下导致通道中心点处残余拉应变不断累积,不断向外鼓起,而内壁材料在高温下会出现晶粒粗化和再结晶现象,导致材料性能出现不可逆的下降,加速了结构失效,最终产生裂纹。

飞行器结构壁板声疲劳损伤智能识别技术研究

目的 针对飞行器结构壁板损伤疲劳问题进行研究,提高对声疲劳损伤的智能识别能力。方法 构建一种基于梯度提升决策树(GBDT)的高效智能识别模型,用于识别飞行器结构壁板的声疲劳损伤。该方法依赖于GBDT模型的强大性能,能够有效处理复杂的非线性关系,并通过迭代学习不断优化识别结果。基于某复合材料结构壁板噪声实测数据,构建时间、速度、标签数据集进行模型验证。结果 基于GBDT的噪声疲劳损伤智能识别准确率为76.8%。结论 基于GBDT的声疲劳损伤智能识别方法具有良好的识别能力,能够在实际应用中对飞行器结构壁板的声疲劳损伤进行有效监测,验证了该方法的有效性和实用性。

全尺寸飞机结构强度试验数据分析软件设计

在全尺寸飞机结构强度试验进行过程中,试验控制系统会实时采集并保存各加载点的端点值数据,这些数据数量庞大、信息繁多,靠人力分析效率较低。为此,针对全尺寸飞机结构强度试验数据的特点,编写了全尺寸飞机结构强度试验数据分析软件,以便对试验数据进行分析。该软件能够对任一加载点的数据进行分区间统计,并绘制相应加载点的误差分布直方图,直观展示加载点的误差分布情况,便于寻找到频繁踏步且影响试验速率的加载点。此外,还能实现对载荷谱加载时间的统计,有利于后期对载荷谱进行优化。

用于缝翼疲劳试验随动加载方法研究

某型飞机缝翼全尺寸疲劳试验属于结构疲劳适航验证试验,其主要目的是暴露缝翼结构的疲劳薄弱部位,验证缝翼是否满足广布疲劳损伤(WFD)的相关要求,为结构设计和制造工艺改进及制定飞机结构的有效性限制(LOV)和相关WFD敏感结构的结构更改点提供试验依据。试验过程中,缝翼翼面随试验载荷谱工况变化,打开角度发生变化。为模拟真实缝翼运动状态和受载情况,保证缝翼结构在不同构型下加载的准确性,本试验要求翼面随动加载。本文根据试验要求提出了一种随动加载方法,设计了一种随动加载机构,在缝翼收放过程中,通过控制随动加载机构,使加载作动筒的固定点跟随缝翼加载点同步运动,实现翼面偏转、加载点位置和加载力同步协调一致,最终实现缝翼载荷的随动加载。

基于圆柱弹簧的试验止扭技术研究及试验验证

针对现有航空发动机轴类零件扭转疲劳试验运用止扭技术的不足,提出了基于圆柱弹簧的试验止扭方案。以目前采用止扭液压缸的相关参数为设计输入条件,进行了基于圆柱弹簧止扭装置(elastic anti-twist device,简称EATD)的工程设计和计算分析,并开展了基于圆柱弹簧的试验止扭装置的标定试验、工程验证试验。研究结果表明,该试验止扭装置较传统装置采用单元体设计简化了结构,止扭精度提高了数倍,安装时间节约了近12 h/人以上。因此,基于圆柱弹簧的试验止扭技术具有显著工程应用价值。

旋转弯曲和超声波循环加载高周疲劳性能对比分析

通过旋转弯曲(频率52.5 Hz,10^(3)~10^(8)周次)和超声波(频率20 kHz,5×10^(4)~10^(9)周次)轴向循环载荷疲劳实验,研究不同应力比(R)、加载方式和夹杂物对CL60钢高周、超高周疲劳性能的影响。结果表明:所有S-N曲线均呈现水平渐进趋势,并具有明确的疲劳极限;应力比R=-1情况下,通过超声波实验获得的疲劳强度(260~270MPa)比旋转弯曲获得的疲劳强度(400~410 MPa)低140~150 MPa,并且应力比R=0.3的超声波疲劳极限值在195~205 MPa的范围内;旋转弯曲疲劳实验的疲劳裂纹起源于试件的表面,超声波疲劳实验的表面和内部均有裂纹萌生,且裂纹均在MnS夹杂物附近产生,与应力比大小无关。采用有限元方法研究了MnS夹杂物对裂纹萌生和扩展的影响,椭圆MnS夹杂物的侧面相较于尖端位置应力集中水平更高,导致裂纹从夹杂物侧面萌生。

放大工装及响应谱控制在振动试验中的应用

某安装于飞机作动筒内的传感器振动量值约为130 g,超过了振动台额定量级。文章灵活利用振动工装的传递特性,设计了具有放大作用的工装,使振动台的输出量级放大并传递给试验件,以达到振动台低输出而试验件高量级振动的理想效果。然后,搭建了振动试验系统,运用加速度响应控制方法成功完成了位移传感器高量值持续14 h的振动耐久环境试验。仿真与试验结果表明:该工装的设计达到既定的放大设计要求。

5G技术在全机疲劳强度试验中的应用研究

随着航空装备需求的不断发展,新材料、新工艺不断涌现,飞机结构强度试验与验证技术面临诸多新的挑战。作为网络化与智能化关键手段之一,5G技术有利于推动强度试验技术的创新与变革。首先,简要介绍当前全尺寸飞机结构强度试验技术现状及发展趋势,同时深入研究全机强度试验未来发展需求,提出基于5G技术的全机结构强度试验新模式;然后,基于5G技术在全机强度试验技术发展中的特点和优势,构建试验核心场景与5G技术生态关联矩阵,规划基于5G技术的典型试验场景;最后,以某型机疲劳强度试验为平台进行试验巡检和监测场景中基于5G技术的试验系统研制和应用验证。结果表明:基于5G技术的智能化设施能够显著提升试验水平,对全机强度试验智能化发展具有重要意义。

激光选区熔化Ti-6Al-4V钛合金疲劳裂纹扩展性能研究

采用激光选区熔化技术制备了Ti-6Al-4V钛合金紧凑拉伸试验件,对部分试验件进行热处理或热等静压处理,并分别对沉积态、热处理态和热等静压态的部分试验件进行表面机械加工,通过试验获取了不同状态激光选区熔化Ti-6Al-4V的裂纹扩展性能数据,对比研究了不同后处理方式的影响。结合对试验件微观组织及断口形貌的观测,分析了裂纹扩展性能变化的可能原因。研究结果表明,沉积态Ti-6Al-4V中针状马氏体α组织导致其韧性相对低,且由于成形残余应力的存在,其裂纹扩展性能明显低于常规成形材料。热处理和热等静压处理都在一定程度上实现了α相的粗化及β相含量的提高,结合成形残余应力的降低甚至消除,显著提升了材料的裂纹扩展性能,使其裂纹扩展速率与常规成形材料相当。当裂纹尺寸和应力强度因子超过一定范围时,表面机械加工处理对裂纹扩展性能几乎无影响。

复杂载荷下复合材料螺栓连接预紧力松弛试验研究

本研究基于疲劳试验机,自主设计了复杂载荷螺栓松动试验装置。在不同的试验参数下开展了复杂载荷作用下螺栓连接结构松弛行为试验,系统地研究振动幅值、载荷类型对复杂载荷下螺栓连接结构松弛行为的影响。通过获取螺栓连接的实时残余夹紧力和螺栓螺母相对旋转角度,并结合光学显微镜分析复合材料板表面损伤形貌,进一步揭示复合材料螺栓连接松动机理。主要结论如下:当载荷幅值越大,螺栓连接残余夹紧力下降的值越大,连接结构越容易发生松弛行为;轴向幅值增大会导致复合材料板孔周位置损伤加重,横向幅值增大则会导致复合材料板板面磨损加重;复杂载荷的载荷类型对连接结构松弛行为会产生明显影响,与静拉伸载荷相比,振动载荷对螺栓连接残余夹紧力的影响更大。

涡轮叶片高低周复合振动响应分析

为了揭示高低周载荷相互作用机制对叶片失效机理的影响,采用显式动力学分析方法,从时域角度出发,对涡轮叶片模拟件进行高低周复合载荷下的振动响应实时模拟,研究了高低周载荷的相互作用机制及接触区域的响应特征。并就高低周频率比、载荷大小等参数对叶片振动响应的影响作了进一步分析,获得了不同工况下应力应变响应曲线和不同参数影响下的变化规律,其结果可为涡轮叶片疲劳寿命预测提供输入。所采用的分析方法和得出的结论可为发动机涡轮叶片振动疲劳考核验证试验载荷谱的制定和结构的优化设计提供一定的参考。

基于系统软件优化的全机疲劳试验加速技术

针对ARJ21-700飞机全机疲劳试验首个1倍寿命验证后,剩余1倍寿命验证试验年均起落数翻一番的需求,结合硬件设备长时间运行后无法进行系统性优化,且飞机结构损伤不断增多的现状,进行了基于系统软件性能优化的全机疲劳试验加速技术研究,形成了一套不改变硬件环境的全机疲劳试验加速实施方法。在ARJ21-700飞机全机疲劳试验中的应用表明,该方法有效提升了试验运行速度,试验年平均日起落数由77次提升至99次,提升了28.6%,达到了试验加速的目标。

结构强度试验加载点之间的耦合机制研究

飞机结构疲劳试验是新机研制的主要环节之一。结构疲劳试验系统是多组件多通道系统,试验加载点之间的耦合作用严重影响试验速度。本文通过分析加载点之间的相互影响机制,获取其耦合机制,并通过有限元仿真和试验实测验证了本文方法的合理性和有效性。

飞机结构强度试验可视化坐席管理系统设计与应用

在飞机结构强度试验中,试验信息来自多套试验系统,为了将试验多源信息高质量显示到各区域,并解决试验信息多区域共享、多试验任务并行等问题,建设一套可视化坐席管理系统,解决多源试验信息分区域显示和共享的问题,还实现了试验操作的高效协作,提升实验室空间和运行效率。该系统首次应用于飞机结构强度试验中,满足了综合显示与便捷操作的双重需求,提升全机结构强度实验室的信息化建设能力。