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。

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。

TC4钛合金两种显微组织的紧固孔原始疲劳质量研究

利用标识载荷试验技术,将具有两种不同显微组织TC4钛合金分别在三种应力水平下进行疲劳试验,在光学显微镜下对疲劳裂纹扩展断口进行观察,获得裂纹扩展过程中不同循环周次下的裂纹长度,以此建立了表征TC4钛合金原始疲劳质量的通用EIFS分布。研究结果显示钛合金双态组织比片层组织具有更好的原始疲劳质量,双态组织具有较高的疲劳裂纹萌生寿命及裂纹扩展系数。此外还分析了双态组织中添加标识载荷的疲劳断口形貌,认为其疲劳断口标识线的形成是由于加入标识载荷后,应力强度因子范围发生变化,导致疲劳裂纹扩展过程中断裂模式发生改变,从而在断口上形成了可判读的标识线。

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。

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。

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.

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。

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。

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。提出用满足双９５％要求的当量初始裂纹尺寸ａ；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。

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。

冷挤压强化件的耐久性分析

针对挤压强化件裂纹形成寿命的特点，用孔的原始疲劳质量表征挤压工艺状态，用当量初始缺陷尺寸分布表征挤压工艺的分散性，裂纹扩展采用ｂ＝ １的确定性裂纹扩展模型，从而建立了一套适用于冷挤压强化件的耐久性分析方法。

钛合金典型结构细节原始疲劳质量分析

针对飞机结构中常用的钛合金典型结构细节,采用原始疲劳质量方法对其耐久性进行了分析。首先完成了钛合金典型结构细节在3个应力水平下的耐久性试验,通过疲劳断口判读补充了小裂纹扩展数据集,统计获得了各应力水平下的裂纹形成时间TTCI及通用当量初始缺陷尺寸EIFS的概率分布及特征参数。在此基础上,预测了典型结构细节95%可靠度疲劳寿命,并基于EIFS分布预测了95%可靠度的当量初始裂纹尺寸,结果表明该钛合金典型结构细节满足设计要求。

机翼用铝合金材料原始疲劳质量对比

当前航空工业的发展对于超高强铝合金材料的需求十分迫切,实现该材料的国产化并达到良好的质量效果至关重要。为了对中国航空工业中常用的7XXX新型铝合金材料的原始疲劳质量(IFQ)进行评估,选取裂纹萌生时间(TTCI)和当量初始缺陷尺寸(EIFS)作为对比参量,分别对中国飞机机翼用7XXX紧固孔试件和俄系BXXX紧固孔试件开展了低、中、高3种应力水平下的疲劳试验,通过对比分析得到了两种试件在不同应力水平下的TTCI趋于一致,最大仅相差3.71%;得到了每个试件的EIFS,应用疲劳统计学方法验证了两种试件材料各自的EIFS值无显著性差异;提出了一种不同超越概率下的结构细节当量初始缺陷模型,直接有效地对飞机结构细节的质量风险进行了评估;建立并对比分析了两种试件结构细节的通用EIFS分布,结果均小于中国军用手册规定的0.125 mm,且在超越概率为5%时,7XXX材料的通用EIFS值要小于BXXX材料的通用EIFS值。