传动系统用TC4钛合金的缺陷容限性能

航空材料的缺陷容限性能是航空产品结构设计的重要依据。以直升机传动系统用TC4钛合金作为对象,开展材料冲击和划痕两种预损伤条件下的缺陷容限性能研究。选取缺陷容限设计典型缺陷尺寸参数制备疲劳试样并开展高周疲劳S-N曲线测试,结果表明:缺陷显著降低TC4钛合金的疲劳极限值,在相同缺陷深度条件下,划痕缺陷的缺陷影响系数Kflaw值为2.29,显著高于冲击坑缺陷的Kflaw值1.75。通过对典型试件断口进行分析,获得划痕和冲击坑缺陷疲劳裂纹萌生和扩展规律。其中划痕缺陷失效以多源特征为主,萌生于划痕缺口根部;而冲击坑缺陷疲劳裂纹萌生特征随疲劳加载应力变化,高应力下呈现多源特征,裂纹萌生于缺口表面,低应力下裂纹萌生于缺口次表面位置。

直升机尾部结构疲劳及缺陷容限试验装置研制及应用

目的 获得尾部结构的疲劳寿命和检查周期,满足民用直升机适航验证要求,保证飞机的飞行安全,开展复合材料尾部结构疲劳及缺陷容限试验技术研究。方法 介绍了尾部结构疲劳及缺陷容限试验专用试验台、气动冲击设备、柔性自动特征扫描成像无损检测系统等的设计及研制,采用研制的成套试验装置,实现尾部结构试验件连接约束和载荷边界的全面真实模拟、复杂载荷谱的精确控制、冲击损伤缺陷预制及缺陷自动识别与检测。结果 经试验验证,载荷误差小于2%,冲击能量误差小于2%,缺陷检测误差小于1 mm,各项指标都满足项目研究目标和技术指标要求。结论 研究成果在民用直升机研制中得到了成功应用,可为后续其他直升机尾部结构疲劳及缺陷容限疲劳试验提供良好的借鉴,具有重要的工程应用价值。

7050铝合金锻件缺陷容限值试验方法研究

缺陷容限设计方法充分考虑直升机的特点,将损伤容限设计思想巧妙地应用于直升机的设计中,通过缺陷容限值保证关键动部件的服役安全。本文采用疲劳极限反推的方法测试了三种尺寸的缺陷容限门槛值,分别采用有限元法和Y.Murakami公式计算缺陷容限门槛值,结果表明:含有265μm,374μm,480μm缺陷尺寸的三种试件缺陷容限门槛值基本相同;缺陷容限门槛值明显低于长裂纹门槛值,采用长裂纹门槛值作为缺陷容限门槛值会导致偏于危险的结果;有限元法与Y.Murakami公式应力强度因子计算结果非常接近,Y.Murakami公式计算结果略低于有限元法。

直升机金属结构缺陷容限验证技术研究

直升机结构的缺陷容限验证在FAR/CCAR27/29.571条适航条款中有明确的要求。文章提出了全尺寸结构缺陷容限验证思路,对验证的各个环节,包含缺陷的类型及参数、缺陷容限特性曲线基本参数及安全系数、真实缺陷下载荷或应力的修正、结构的缺陷容限性能、检查周期的确定等进行了探讨,为开展直升机结构缺陷容限验证工作提供了技术支持。

直升机复合材料主桨叶缺陷容限验证技术

目前直升机主桨叶结构多采用复合材料,作为直升机特有的关键性动部件,工作时一直处于复杂的受力环境中,其状况直接影响到直升机的飞行安全。复合材料主桨叶设计与生产工艺复杂,制造中很容易出现如分层、错位、皱褶、夹杂等内部缺陷,而使用时的高速旋转使其很容易受到外物如飞沙、走石等的冲击损伤。按照适航FAR/CCAR27/29.571条的要求,提出复合材料桨叶缺陷容限性能验证的方法并予以实施,降低了用户使用和维护成本,提高了结构的安全可靠性。

高钢级管道环焊缝缺陷容限尺寸数值分析

采用数值模拟方法研究了X70和X80管道的缺陷容限尺寸和抗断裂能力。研究结果表明,缺陷容限尺寸与焊接接头匹配性能有着密切的联系,无论是气孔容限尺寸还是裂纹容限尺寸,都随匹配系数的增加而增加,即高匹配的焊接接头具有较高的缺陷容限尺寸。缺陷容限尺寸数值大小反映了管道的抗断裂能力的高低,对于高钢级管道环焊缝,当采用高匹配焊接接头时,其缺陷容限尺寸比低匹配焊接接头要大,高匹配焊接接头具有较好的抗断裂能力。

管道环焊缝射线检测缺陷容限标准分析

国内外关于天然气管道环焊缝无损检测标准很多,各标准对环焊缺陷的容限规定有较大差异,为了保证天然气管道运行的安全,确定适用于高压大口径天然气管道环焊缝的射线检测缺陷指标,对国内外天然气管道环焊缝射线检测(RT)标准进行了对比研究。结果发现,我国大口径高压天然气管道现场焊接环焊缝的射线检测缺陷容限指标总体比较严格,但存在企业标准缺陷容限低于国家和行业标准,国家和行业缺陷容限个别指标低于国外先进标准的现象,对修订现行天然气管道焊缝射线检测标准提出了建议。

某大型民用直升机尾段缺陷容限仿真及试验验证技术

按适航CCAR 29.571条款对民用直升机结构的缺陷容限验证要求,建立了直升机复合材料尾段结构精细化建模以及内部缺陷和冲击损伤缺陷的仿真分析方法,并完成了带制造缺陷、冲击损伤缺陷的复合材料尾段结构全尺寸缺陷容限试验验证。试验结果与仿真分析结果非常吻合,结果表明,某大型民用直升机复合材料尾段结构在安全寿命期限内,预置的初始缺陷和冲击损伤位置的缺陷不会扩展,试验结果得到适航当局的认可。

某直升机尾桨桨距操纵轴缺陷容限试验件失效分析

某直升机尾桨桨距操纵轴在缺陷容限试验中非应力关键部位出现裂纹。对桨距操纵轴实际受载情况进行了全面分析,采用有限元法计算了失效部位应力。分析结果表明,在该缺陷容限试验条件下,即盐雾腐蚀坑与螺栓拧紧力矩缺失的共同作用下,裂纹的出现是合理的。分析结果可为其它型号进行缺陷容限设计与验证提供参考。

中高强度铝合金熔化焊接接头的缺陷容限评价方法

应用电子背散射衍射及高精度同步辐射X射线三维原位成像技术,结合高周疲劳试验与裂纹扩展速率试验,揭示了激光复合焊接的中高强度铝合金的微结构特征(如组织、缺陷等)对疲劳性能的影响。结果发现,激光复合焊接过程显著改变了铝合金接头各区的组织特征;焊缝中存在着大量气孔缺陷;接头的拉伸和疲劳性能均低于母材,软化严重;根据缺陷的极值统计与修正的Murakami公式,获得了接头的理论疲劳极限。绘制出熔焊接头Kitagawa-Takahashi图,通过高周疲劳极限值推证得到铝合金7020和7050激光复合焊接头的缺陷容限值分别为185μm和311μm。

直升机蜂窝夹层结构缺陷验收准则验证技术研究

蜂窝夹层作为一种特殊的复合材料结构,具有比强度、比刚度较高,性能易设计且便于大尺寸整体成型等诸多优点,广泛应用在航空器的结构设计中。但蜂窝夹层结构在制造、使用和维护过程中易出现脱/漏粘、冲击、磕碰等内在缺陷或外来损伤,可能导致结构强度的降低,从而危及结构安全。基于强度理论制定了一种直升机蜂窝夹层结构的静强度、疲劳强度和剩余强度综合验证思路与方法。针对典型结构的构型、缺陷类型和工程可检缺陷参数尺寸,设计了模拟真实蜂窝夹层结构的验证样件和缺陷预制技术,通过强度性能的试验和研究,获得了带有脱/漏粘缺陷、冲击/磕碰损伤等缺陷的结构强度缺陷容限值,为其缺陷验收准则的制定提供了技术依据。

直升机主桨叶典型缺陷疲劳性能影响研究

本文对主桨叶缺陷容限评定方法进行了分析,并以主桨叶"黑线"为典型缺陷形式,进行了主桨叶的缺陷容限设计技术研究,研究思路、方法、程序对直升机新型号研制具有较高的参考价值。随着我公司加大外厂机群服役经验的收集、基础试验数据的积累,尤其是在新型号研制过程中缺陷容限评定技术的研究与应用;预期逐步形成一套适合我公司现状的、满足目前最新适航条例要求的直升机动部件疲劳评定方法。

论等K换算

以圆盘裂纹为例，论证了国内外制订的压力客器和管道的缺陷害限分析规范中进行缺陷当量化处理的依据——等Ｋ换算，在大范围屈服时，理论上是不合理的．在使用上是偏于过分保守的．本文提出的等换算则可以完全克服上述缺点①．

西三线0.8设计系数段环焊缝容许缺陷尺寸

为减少管材用量、降低工程造价,西三线27#阀室-烟墩压气站间300 km管道采用了0.8设计系数,相比以往的0.72设计系数,管道的安全设计系数由1.39降为1.25,管道环向应力水平相比提高11.5%。针对0.8设计系数的上述特点,在介绍目前国内外管道环焊缝焊接缺陷确定方法的基础上,重点对相关方法和检测标准进行对比和差异分析。基于西三线0.8设计系数段的实际工况,采用API 1104-2005标准中推荐的工程临界评估(ECA)方法,计算分析了管道环焊缝的容许缺陷尺寸,认为西二线无损检测规范规定的容许缺陷尺寸可以适用于西三线0.8设计系数段。

含缺陷蒸汽发生器(E-53)安全评定

对蒸汽发生器(E-53)连接焊缝裂纹产生及扩展原因进行了分析;按国标GB/T19624—2004《在用含缺陷压力容器安全评定》中平面缺陷的简化评定方法,分析计算了连接焊缝最大容许轴向和环向穿透裂纹长度,并对该压力容器安全运行提出了建议措施.