飞机典型结构当量初始缺陷尺寸分布模型研究

利用结构耐久性分析技术可以在保证飞机结构可靠性的同时,有效提高飞机结构的经济性。应用结构耐久性分析技术,对某型飞机飞行载荷谱作用下一种7B04-T651高强铝合金典型疲劳结构的原始疲劳质量(Initial fatigue qualit,IFQ)进行了研究。开展了3级不同应力水平下的飞行载荷谱疲劳试验研究;利用极大似然估计法处理基于三参数Weibull分布的裂纹萌生时间分布的参数估计问题,利用蒙特卡罗法对比验证了该方法的正确性,提出使用对数样本矩处理当量初始缺陷尺寸(Equivalent initial flaw size,EIFS)分布以获取通用当量初始缺陷尺寸分布模型;建立描述该典型结构的原始疲劳质量模型,验证其当量初始缺陷尺寸小于许用规定的0.125mm;最后通过对该典型结构的原始疲劳质量分析,验证了通用化方法的正确性和实用性,并且建立了结构在不同应力区、不同指定裂纹尺寸和不同可靠度下的寿命估计模型。

通用EIFS分布确定方法改进研究

基于概率断裂力学的基本假设和原理,提出一种改进的通用EIFS分布确定方法。新方法用小裂纹扩展曲线计算多种参考裂纹尺寸水平下的TTCI值,并对其进行极大似然估计。然后利用约束最小二乘法确定不同应力下的裂纹扩展参数和通用EIFS分布上限。在此基础上,根据分布参数的通用性条件确定通用EIFS分布参数。与改进前的方法相比,新方法充分利用分布函数和裂纹扩展提供的信息,提高参数估计的合理性和可靠性。对某零件的原始疲劳质量分析证明改进方法是可行的,便于工程应用。

锈蚀RC梁持荷作用后的疲劳寿命预测模型

为探究锈蚀混凝土梁在持荷损伤后的疲劳寿命规律,文中通过引入锈蚀作用修正系数,建立损伤混凝土梁的疲劳寿命预测模型;根据线弹性断裂力学基本理论,考虑钢筋等效初始缺陷尺寸,建立基于EIFS的疲劳寿命预测模型。并根据S-N曲线方程分析损伤混凝土梁剩余疲劳寿命随着钢筋临界锈蚀率的变化规律,研究表明当钢筋锈蚀率超过7.5%时,损伤混凝土梁的疲劳寿命不足50%。疲劳寿命预测模型与结果可为混凝土结构疲劳性能分析提供参考。

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。

紧固孔原始疲劳质量评定及符合性检查

给出了一种由当量初始裂纹尺寸 ( EIFS)表征紧固孔原始疲劳质量的方法 ,该 EIFS是基于确定性裂纹扩展方法反推等幅载荷的断口金相数据得到 ,并以此方法建立紧固孔原始疲劳质量评定及符合性检查判据。最后 ,以 LY1 2 - CZ铝合金钻孔工艺为例进行了紧固孔原始疲劳质量评定及符合性检查。

冷挤压对钛合金紧固结构件的耐久性影响研究

对Ti-6Al-4V钛合金冷挤压紧固结构件进行试验和理论研究。由断口金相数据得到选定裂纹参考尺寸下的裂纹萌生时间(TTCI)分布,基于裂纹扩展方程,通过改变参考裂纹尺寸和当量初始缺陷尺寸(EIFS)的上界进行优化得到表征原始疲劳质量的当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布,确定当量初始缺陷尺寸额定值。以概率断裂力学耐久性分析方法得到可靠度95%和选定经济修理极限下的经济修理寿命,从而为冷挤压工艺用于结构紧固件强化的经济修理提供理论依据。

飞机结构紧固孔耐久性符合性检查与评估

为确保结构原始疲劳质量获得有效控制,本文研究了制造过程中紧固孔表征的飞机机体结构耐久性,通过符合性检查与评估判断出厂交付使用的飞机机体结构是否拥有设计所预期的耐久性。在总结设计与分析过程中的专家知识和计算方法基础上,完成了相应的检查和评估专家系统。经过试验分析检验,该系统可以很好地对现行飞机结构细节进行耐久性符合性检查与评估,在保证飞机机体结构安全性的基础上,有效提高其经济性。

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%。

原始疲劳质量评定和裂纹扩展方法研究

在对带有一个铆接孔的试件进行试验研究的基础上,利用性能退化失效曲线,提出了一种新的初始疲劳质量和裂纹扩展速率的确定方法。根据试验结果和理论推导,建立了裂纹扩展长度与加载循环次数的函数关系。在此基础上,估算了EIFS值,并用指数函数拟合方法估计了疲劳裂纹扩展速率。最后通过对临界裂纹尺寸的理论计算验证了新方法的可行性和有效性。

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。

飞机机翼壁板紧固孔细节原始疲劳质量评估

为验证某飞机机翼下壁板紧固孔细节原始疲劳质量是否满足设计要求,建立了评估其原始疲劳质量的有效方法。首先完成了螺栓连接试验件的疲劳试验及疲劳断口判读,建立了3种不同应力水平下的裂纹萌生时间分布,并在此基础上获得通用当量初始缺陷尺寸分布;提出一种可靠度为95%的细节疲劳寿命预测方法,基于经济寿命准则,实现对紧固孔细节的原始疲劳质量评估;最后使用此方法与基于满足双95%要求的EIFS值对飞机机翼下壁板紧固孔原始疲劳质量进行了评估,结果表明,该飞机机翼下壁板紧固孔细节原始疲劳质量满足设计要求。

30CrMnSiNi2A钢原始疲劳质量的评估

采用断口定量分析方法，在断口宏、微观特征研究的基础上用断口微观细节特征实测出了疲劳裂纹扩展曲线，并用符合裂纹扩展特性的力学模型对实测曲线进行了拟合计算，反推出了飞机用结构材料３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ的原始疲劳质量（ＩＦＱ）。

飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法

为了对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量进行评估,本文首先对飞机机翼缘条结构中常用的BXXX铝合金紧固孔试件分别开展了高、中、低3种应力水平下的疲劳试验,通过断口判读和反推得到3组关于裂纹长度a和疲劳寿命t的(a−t)数据,在此基础上应用当量初始缺陷尺寸(EIFS)控制方程对每个试件的EIFS值进行计算并初步评估,验证了在不同应力水平下紧固孔结构细节的EIFS无显著性差异;得到了紧固孔结构细节的裂纹萌生时间(TTCI)分布,在指定应力水平下对紧固孔结构细节95%置信水平下的经济寿命进行预测,并与设计寿命进行对比,提出了一种不同超越概率P下的结构细节当量初始缺陷尺寸模型,基于给定5%的裂纹超越概率,对结构细节的通用EIFS分布进行评估.通过以上对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量的三重评估,得到综合评估结果:飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量满足要求.

Ti-6Al-4V钛合金紧固孔件原始疲劳质量评定和符合性检查

对Ti-6Al-4V钛合金紧固孔试样进行了疲劳裂纹扩展试验。通过在随机载荷谱中添加标识谱,使断口上形成可判读的疲劳条带,采用疲劳条带与体视显微镜相结合的方法获得试样的随机载荷谱作用下孔边自然萌生裂纹扩展的a-N数据,并用SEM对疲劳断口观察。由TTCI反推EIFS方法,建立了描述孔边裂纹细节原始疲劳质量(IFQ)的当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布,并进行了紧固孔符合性检查,满足控制要求。

用不同方法评估2024-T62铝合金结构件的原始疲劳质量

以2024-T62铝合金锪窝铆接结构试样为对象,通过耐久性试验和断口分析,得到了试样的疲劳裂纹扩展数据;再采用传统的原始疲劳质量(IFQ)量化评估方法和裂纹超越数概率比较法对试样的IFQ进行对比评估,并用控制应力水平曲线进行了验证。结果表明:裂纹超越数概率比较法得到的IFQ评估曲线更准确,控制应力水平曲线验证了其准确性。

用当量初始裂纹尺寸法评估石墨的疲劳性能

用当量初始裂纹尺寸法评估某些金属材料的疲劳性能效果良好。本文用这一方法对高温气冷堆用石墨材料进行了评估。结果表明，这种方法应用于存在大量微小缺陷的脆性材料时，需要作适当的修正。

30CrMnSiNi2A钢疲劳裂纹形成寿命表征与预测

采用耐久性分析方法 ,由断口金相数据得到参考裂纹扩展时间 (TTCI)的概率分布函数 ,由 TTCI概率分布函数和约束条件得到了通用当量初始缺陷尺寸 (EIFS)的概率分布函数。

低温环境下桥梁用结构钢疲劳寿命估算方法

在现有研究成果的基础上,基于断裂力学理论提出了适用于桥梁结构钢的低温疲劳寿命估算方法。利用室温环境下的疲劳性能参数和低温环境的基本力学性能参数对低温环境下的疲劳极限、疲劳裂纹扩展门槛值等进行预测,建立疲劳裂纹扩展速率模型,应用等效初始裂纹法估算低温环境下桥梁钢的疲劳寿命,并通过塑性区裂纹尺寸修正进行低周疲劳寿命预测。通过算例表明,该方法能够较为准确的预测Q345qD钢试件的拉伸疲劳寿命,从而避免了成本高昂的低温疲劳试验,为钢结构桥梁的低温疲劳分析提供简便而实用的依据。

孔边倒角裂纹当量初始缺陷尺寸的确定方法

孔边倒角裂纹是含孔下陷细节的常见裂纹形态,为进行含孔下陷细节的经济寿命评定,需要确定倒角裂纹的原始疲劳质量(IFQ)。首先,为探究倒角对裂纹前缘应力强度因子的影响,进行了有、无倒角2种情况下应力强度因子的有限元分析。计算表明倒角对相对小裂纹的应力强度因子影响显著。其次,为合理表征该种裂纹的IFQ,将初始缺陷当量为萌生于倒角和试件表面交点,前缘为圆弧的初始裂纹,以萌生点到裂纹前缘沿孔径向的距离作为裂纹特征尺寸。最后,采用相对小裂纹扩展方程描述倒角裂纹的扩展规律,反推得到倒角裂纹的当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布。统计分析表明,采用本文定义的裂纹特征尺寸得到的EIFS分布参数与应力水平无关。

一种紧固孔细节原始疲劳质量评定方法

给出了一种由等幅载荷试验的断口金相数据反推得到的当量初始裂纹尺寸额定值（ＥＩＦＳＲ）表征的紧固孔原始疲劳质量评定方法。并据此建立了原始疲劳质量符合性检查的ＥＩＦ－ＳＲ判据和寿命判据。最后用上述判据对紧固孔细节进行了原始疲劳质量评定和符合性检查。