细节疲劳额定强度形状参数取值

为了得到DFR方法中更准确可靠的α值,对头两序数估计法进行说明并验证,并通过蒙特卡洛模拟对多种估计方法合理性评价。运用头两序数估计方法处理实测的大量数据,对钛合金、铝合金、钢等多种航空国产材料的α值进行系统的参数估计,并对影响疲劳寿命分散性的因素进行分析。给出了常用国产航空材料α的取值范围为4.85到6.71,并对腐蚀环境下各类材料以及新型航空材料铝锂合金、金属纤维层板提出了新的α估计值。

航空铝合金材料疲劳额定强度试验研究

航空铝合金材料因其在物理及化学领域具备很好的特性,可以较好的抵抗在空中遭受的诸多破坏性影响而受到航空航天器材研发部门的追捧。然而,即便铝合金材料性能优越,但长时间处于高速运行及周边气候环境等苛刻条件下,仍可能因材料无法满足运行要求而出现疲劳的现象,严重的可能会造成人员伤亡。阐述了铝合金细节疲劳测试的方式、方法、设计,进而测定其疲劳寿命,认为DFR试验设计所测试的铝合金材料疲劳寿命变异系数不高于标准值,符合试验要求。

形状参数选值对细节疲劳额定强度的影响

针对细节疲劳额定强度(DFR)的威布尔分布统计理论所涉及的形状参数α选值问题,提出了基于随机数学的DFR-α模型。基于该模型,对比了选用波音许用α值与国产材料实测α值获得的DFR计算误差。结果表明:若直接使用波音α设计许用值,国产铝合金材料DFR计算相对误差在5%以内,国产钛合金DFR计算相对误差在10%以内;σb≤1700 MPa的国产钢,DFR计算相对误差在5%以内。

非连续式零搭接率复合路径激光冲击强化对航空钛合金TC4细节疲劳额定强度截止值的影响

本研究旨在探究激光冲击强化(LSP)对TC4钛合金疲劳寿命的影响。在不同的激光功率密度和搭接率下,采用单次路径光斑搭接率为0、整体搭接率为50%的非连续式强化策略,以叠加矩形与C形的复合路径对TC4合金试样表面进行激光冲击强化。使用PROTO Proflometer LP200激光轮廓仪测试强化后试样的表面粗糙度,结果显示激光功率密度和搭接率对粗糙度的影响并没有呈现出明显的规律。使用LXRD X射线衍射仪测试了激光冲击强化试样的残余压应力,结果显示:当激光功率密度为12 GW/cm^(2)时,获得了最大残余压应力和最大残余压应力深度,分别为-669.67 MPa和0.8 mm,此时TC4合金的细节疲劳额定强度截止值(DFR_(cutoff))是未激光冲击强化合金的120.76%。这表明采用非连续式、单次零搭接率、叠加矩形路径与C形路径的复合路径进行激光冲击强化,可以使TC4试样的DFR_(cutoff)显著提升,从而延长其疲劳寿命。

细节疲劳额定强度计算参量取值敏感性研究

现代民机设计中细节疲劳额定强度(DFR)方法占据重要地位。为了研究DFR方法中的参数敏感性问题,针对典型航空材料讨论了在斜度参数和分散性参数两种参数的变化范围内,直接采用波音设计许用值进行DFR计算可能造成的误差水平,并与简单的扰动分析结果进行了对比;推导了基于Gerber方程计算DFR值的新公式,并对其适用性进行了对比分析。结果表明,在上述计算参量中斜度参数对国产材料DFR计算结果影响最敏感;锻铝等延性材料更适于使用基于Gerber方程的DFR公式。

多轴载荷下结构细节疲劳强度额定值确定方法

目的提出一种在多轴载荷下确定结构细节疲劳强度额定值的方法。方法基于单轴双点法细节疲劳强度额定值(DFR)确定方法,在多轴载荷下,首先利用高周多轴疲劳损伤模型求出其等效应力幅(等效拉伸应力幅或等效剪应力幅),结合Goodman方程,把等效应力幅转换为应力比R=0.06时的最大正应力,最终确定多轴条件下的细节疲劳强度额定值。通过7075-T651铝合金薄壁管进行单轴疲劳试验,确定单轴细节疲劳强度额定值,并进行多轴疲劳试验,包括比例加载和非比例加载。结果采用该方法预测多轴载荷下的DFR值,对比单轴试验的DFR值,相对误差的绝对值在10%左右。结论该方法确定多轴条件下的结构细节疲劳强度额定值具有较好的效果。

加工工艺对TC21锻件细节疲劳强度影响规律的研究

初始疲劳品质取决于材料及其加工工艺,而细节疲劳额定强度DFR代表结构细节材料固有疲劳能力。对不同处理的TC21合金锻态试样DFR疲劳强度进行了研究。结果表明,喷丸强化能有效提高截止值试验件DFR cutoff值近46%;在同样的表面条件下,铰孔工艺的DFR基准值疲劳强度比钻孔工艺提高近11%,冷挤压强化后试样的DFR值比铰孔提高近10%。

DFR法结构细节疲劳强度分析

论述了细节疲劳强度额定值(DFR)的意义及各个DFR值之间的关系。通过对铝合金7050-T7451试件在3种不同加工状态下的DFR试验研究,试验结果分析表明,单纯地改善孔的表面粗糙度对其疲劳强度没有明显的影响,而挤压强化却明显提高了孔的细节疲劳强度。

基于人工神经网络的预腐蚀铝合金疲劳性能预测

通过对 BP神经网络算法分析和收敛性改进 ,从获得的预腐蚀和疲劳试验数据中通过训练建立了LY1 2 CZ铝合金腐蚀性能和疲劳特性与预腐蚀温度和时间的映射模型 ,从而可预测铝合金在一定预腐蚀环境谱下的最大腐蚀深度和疲劳特性。神经网络算法采用 BP算法 ,网络结构采用 2 -4 -2形式。结果表明 。

腐蚀预损伤与盐水环境对铝合金细节疲劳性能的影响

采用扫描电镜分析和疲劳试验等方法,研究了腐蚀预损伤和盐水环境对7XXX铝合金细节疲劳性能的影响,并探讨了对疲劳裂纹萌生和扩展的影响机理。结果表明:腐蚀预损伤和盐水环境对7XXX铝合金细节疲劳性能的影响较为显著;以未腐蚀试样在实验室空气环境下的细节疲劳额定强度截止值为基准,预腐蚀48h试样在实验室空气环境下的细节疲劳额定强度截止值的保持率为97%,未腐蚀试样和预腐蚀48h试样在盐水环境下的细节疲劳额定强度截止值的保持率分别为73%和67%。

海洋环境下飞机结构疲劳性能退化规律研究

某型飞机服役了20多年，且大部分日历时间停放在海边机场，腐蚀损伤严重。文中分析了该飞机服役环境特点，采用从该飞机机体上拆卸下来结构材料加工成疲劳试验件，针对外形尺寸完全一致的新、旧材料试件进行对比疲劳试验，分别计算了新旧材料的细节疲劳额定值（DFR），得到了在海洋环境条件下飞机机体结构材料的疲劳性能衰减退化规律。研究结果表明，试件结构形式不同，服役环境对结构细节抗疲劳性能影响程度不一致；结构形式相同的试件，服役环境条件作用后的疲劳性能会下降大约4-16％。

日历环境对飞机疲劳关键件性能影响研究

针对飞机老龄化带来的结构安全问题,开展2A12-T4铝合金标准试样模拟不同停放日历年的加速环境试验和疲劳实验,计算得到细节疲劳额定强度(DFR)的变化规律,建立基于动态S-N曲线法的疲劳关键件性能退化计算模型,并与退役飞机同种材料试样疲劳寿命对比.结果表明,采用动态S-N曲线法和DFR法建立的寿命预测模型与真实值吻合较好,飞机疲劳关键件的疲劳性能会随着停放日历时间的延长而降低.

LY12CZ、LC4CS铝合金、30CrMnSiA钢在不同介质下的DFR_(cutoff)值

对LY12CZ、LC4CS铝合金和30CrMnSiA钢进行了不同环境介质下的“细节疲劳额定强度截止值(DFR_(cutoff))”的试验研究,提供了飞机结构耐久性设计的重要数据。研究表明,不同环境介质对不同材料的寿命影响不同,轻重程度依次是:室温空气,潮湿空气,3.5％NaCl盐水。

耐久性与损伤容限设计技术

一、前言飞机结构的设计思想经历了从静强度设计、气动弹性设计、疲劳(安全寿命)设计、破损安全设计到耐久性与损伤容限设计的不断演变。随着时代的前进。

关于油井勘探与超声波增油用特种铠装电缆设计探讨

本文主要探讨油田勘探及超声波增油用特种铠装电缆的设计,根据油田情况,设计出满足油田应用的特种电缆,设计过程中不仅考虑电缆所应有的电性能,同时还要考虑电缆高强度抗张情况和应用中处于反复收放状态,而且所设计的电缆还要满足油田的恶劣环境,通过本文的探讨,为油田应用的电缆提供一些设计方法,仅供参考。

一种超声波采油用电缆的全新设计

本文针对以往的超声波增油用电缆在使用过程中出现的问题,分析原因,对其结构进行了全新设计,延长了使用寿命,为今后油井用电缆提供一些设计思路,仅供参考。

高工作阻力液压支架初撑力的确定

从国内外高阻力 (70 0～ 10 0 0t)支架初撑力和额定工作阻力的关系的实际情况 ,采用国内外常用的初撑支护强度计算公式 ,结合寺河矿井的实际情况 。

飞机机身侧下表面舷向连接的疲劳品质评定

《飞机机身侧下表面舷向连接的疲劳品质评定》一文运用PATRAN/NASTRAN软件建立模型,对连接结构进行分析计算。