整体壁板增量压弯试验与模拟

采用逐点增量弯曲的方法对网格式带筋整体壁板进行了试验研究,并进行了有限元模拟。研究表明:采用增量压弯成形工艺可以成形出具有一定曲率外形的整体壁板;压弯过程中蒙皮始终处于弹性变形阶段,筋条既有弹性变形产生,又有塑性变形产生;压下量达到一定值时,塑性变形的比率急剧增加。     

噪声与静压载荷同时作用下飞机壁板试验研究

目的 模拟飞机结构承受静压载荷与噪声载荷时的真实情况,为飞机设计初期阶段设计选型提供试验数据支持。方法 使用压缩空气进行静压加载,模拟噪声与正压、噪声与负压联合加载,并以静压载荷0.06 MPa、噪声载荷151 dB为例,进行了试验验证。结果 在噪声与静压载荷同时作用下,若静压载荷过大,结构会发生塑性变形。结论 提出的飞机选型阶段噪声与静压载荷联合加载的试验方法,实现了噪声与静压(正压与负压)联合加载,并通过飞机壁板声静联合试验,验证了飞机壁板结构的噪声与静压联合试验方法。     

某型飞机4号油箱结构损伤分析及修复评估

目的 某型双座机使用中发现4号油箱存在不同程度结构损伤,分析其损伤原因和制定修理方案。方法 对4号油箱结构状态进行深入检查评估后,从结构损伤过程、载荷情况、设计制造和外场使用等方面综合分析损伤原因。对实际损伤结构进行强度计算和评估,制定结构损伤补强修理方案,并提出修理改进建议。结果 通过分析得出,损伤原因主要是4号油箱局部存在设计制造缺陷,且飞机在作大过载飞行时,4号油箱可能处于满油或大量余油的高负载状态。根据损伤原因制定的修理方案合理可行,通过了静强度校核和评估。结论 基于该损伤结构提出的修理方案通过实际修理验证,能够满足油箱结构强度设计要求,提出的改进建议能够改善飞机疲劳品质。     

机翼槽型梁腹板损伤的有限元分析

以圆孔损伤和裂纹损伤为例,在采用全机有限元模型的基础上模拟受损槽型梁腹板的承载能力,给出了损伤尺寸与残余过载之间的定量关系;证实了当损伤出现在槽型梁腹板等受剪板上时,量取损伤尺寸的方向应垂直于第一主应力方向的结论。这些结论为确定受损槽型梁腹板在不修理的情况下具备多大承载能力提供依据。     

战场损伤评估程序研究

由于现行战场损伤评估程序相对简单,与实际战场评估活动需求有一定的差距。根据美军飞机和车辆战场损伤评估程序,对战场损伤评估程序进行了详细分析和改进。改进后,战场损伤评估程序分为3个主要组成部分,即战场损伤评估前应明确的问题、系统级评估、关键件级评估。战场损伤评估前应明确的问题包括损伤装备和战术要求两个方面。系统级评估主要包括损伤定位和确定关键件。关键件级评估包括损伤定位、确定抢修方法和提交评估报告3方面。最后,以某火炮为例进行了实例分析。     

航空高强度LY12CZ铝合金腐蚀剩余强度预测

摘要：目的研究LY12CZ铝合金在腐蚀环境下的强度退化规律。方法按ASTM标准对常温下的LY12CZ铝合金进行预腐蚀,测量腐蚀坑的深度,统计腐蚀坑数目,进行数理统计,获得其几何尺寸的分布。利用MTS880试验机进行静拉伸试验。建立腐蚀坑的物理模型,基于腐蚀坑平均特征参数和最大特征参数,利用AFGROW软件进行剩余强度预测。结果剩余强度随着腐蚀损伤加深而逐步减小。结论与实验值对比的结果证明,该方法具有应用价值。     

基于对数正态分布的腐蚀损伤预测方法

目的针对铝合金结构展开腐蚀预测方法研究,为飞机铝合金结构腐蚀损伤经济修理提供支撑。方法采用基于对数正态分布的统计学方法,开展飞机铝合金结构服役环境下的腐蚀损伤分布规律研究,并在此基础上进一步开展基于概率的腐蚀损伤预测方法。结果使用对数正态分布对腐蚀损伤分布进行描述是可行的,基于对数正态分布的概率腐蚀损伤预测方法在不同可靠度下精度有所差异。结论基于对数正态分布所建的腐蚀损伤预测模型可以实现对腐蚀损伤的预测。服役环境下,飞机铝合金结构腐蚀深度、体积及面积的扩展速率随时间的增长逐渐减缓。     

某型飞机机翼下壁板整体油箱端5肋结构选型疲劳寿命研究

目的研究某型飞机机翼下壁板整体油箱端5肋结构的选型疲劳寿命。方法在结构选型设计时初步确定长桁连续和长桁断开两种结构形式的基础上,采用静力试验与疲劳试验方法对这两种结构模拟件进行对比试验验证。结果两种结构模拟件的静破坏载荷分别为588.20 k N和587.97 k N,与设计预计破坏载荷(590k N)高度一致。在相同的等幅载荷谱下,长桁连续结构的中值疲劳寿命和95%置信度与95%可靠度下的疲劳寿命分别约为长桁断开结构的1.7倍和4倍。长桁连续结构的疲劳分散性明显小于长桁断开结构。长桁连续结构的疲劳断口主要呈现脆性穿晶疲劳断裂特征;而长桁断开疲劳断口则呈现出韧窝型断裂和解理断裂的混合型穿晶疲劳断裂特征。疲劳断口微观形貌表明,长桁断开结构在疲劳过程中产生了塑性变形,这就从微观机理上解释了长桁连续结构的疲劳性能优于长桁断开结构的原因。结论在结构质量相近的情况下,长桁连续结构明显优于长桁断开结构。     

某型飞机外翼5—8肋损伤原因分析及修复探讨

目的 分析某型飞机外翼5—8肋油箱区结构不同程度损伤的原因,制定修复方案。方法采用受载分析、有限元仿真计算、静力试验数据分析等强度计算方法分析损伤产生的原因,采用扫描电子显微镜和光学显微镜对磨痕形貌进行观测等失效分析,对损伤结构件开展失效模式分析,根据损伤原因及失效模式制定科学简便的修复方案,同时对损伤长桁采取的修补措施进行强度校核。结果 通过对外翼油箱充压破坏理论分析、有限元仿真计算、静力试验数据反推,并结合飞机实际损伤情况,得出油箱破坏理论分析危险薄弱部位与真实破坏情况一致的结论。有限元仿真计算最危险结构部位与实际结构首先发生破坏部位吻合,可作为深入制定修复方案及推测实际加载压力的依据。通过静力试验数据反推、结构实际损伤及有限元仿真计算结论得出,外翼5—8肋结构出现损伤时油箱施加压力约0.5 MPa,针对损伤制定了更换外翼油箱内部第5—8肋损伤结构和贴补加强损伤长桁的修理方案,经结构强度校核,满足设计要求。结论 分析认为外翼5—8肋油箱区结构损伤原因为油箱压力超过设计值导致结构过载断裂,采用贴补加强修理损伤长桁和更换第5—8肋损伤结构的修复方案能够满足强度设计要求,可指导同类飞机类似结构损伤故障的原因分析和修理,提醒同类飞机维修人员在飞机维护时应关注外翼油箱压力超压问题。     

环境对某型飞机典型结构部位疲劳寿命影响分析

目的 研究环境对飞机典型结构部位疲劳寿命的影响。方法 选取某型机机身连接壁板、机翼壁板、机翼内部大梁结构、平尾接头及垂尾接头的典型模拟件为研究对象,开展实验室加速腐蚀与随机载荷谱交替试验、载荷谱疲劳试验,分析环境对典型结构部位模拟件表面涂层损伤、疲劳断裂位置、疲劳源及中值寿命的影响,建立环境对结构部位疲劳寿命影响关系。结果 采用载荷作用后结构部位模拟件疲劳中值寿命与加速腐蚀环境-疲劳寿命后试样的疲劳中值寿命比值,估算环境对结构部位模拟件疲劳寿命的影响,比值k=1.2~2.5,且比值k越大,说明环境对试样的疲劳寿命影响越大。结论 采用载荷作用后结构部位模拟件疲劳中值寿命与加速环境-疲劳寿命后试样的疲劳中值寿命比值,可初步估算环境对结构部位模拟件疲劳寿命的影响,且试验结果表明,外部环境较内部环境对试样疲劳寿命的影响更大。     

腐蚀损伤对典型铝合金结构疲劳寿命的影响研究

目的研究严酷服役条件下飞机结构的寿命衰减问题。方法以飞机关键结构模拟件为研究对象,基于编制的某机场环境加速试验谱进行当量加速腐蚀试验,采用MTS810材料试验系统进行预腐蚀后的疲劳试验。结果通过对试验结果的分析,确定了关键结构疲劳寿命腐蚀影响系数与腐蚀损伤尺寸之间的对应关系。结论关键结构腐蚀损伤宽度与疲劳寿命腐蚀影响系数相关性最好。     

飞机结构日历寿命及腐蚀防护研究应关注的问题

介绍了飞机寿命体系,阐述了典型飞机服役环境和飞机使用寿命情况。列举了典型飞机结构的腐蚀实例,并剖析了腐蚀失效的原因。在综合分析当前我国飞机面临的腐蚀和日历寿命主要问题的基础上,阐明腐蚀是引起飞机结构失效的主要损伤模式,也是严重影响飞机飞行安全和经济修理的主要因素,探讨了飞机结构日历寿命及腐蚀防护研究应重点关注的一些问题。     

温度对编织复合材料层合厚板冲击性能的影响研究

目的 研究室温和低温下编织复合材料层合厚板的冲击性能。方法 通过开展低速冲击试验和冲击后的压缩试验,对冲击响应曲线、冲击损伤容貌、压缩失效模式和剩余压缩强度进行分析,探讨冲击时的环境温度对编织复合材料层合厚板冲击性能的影响。结果 冲击后的编织复合材料层合厚板存在凹坑、分层、基体裂纹和纤维断裂等多种失效模式,压缩失效模式主要表现为横贯冲击损伤区域截断式破坏失效。结论 低温环境增强基体强度,降低了复合材料的冲击损伤程度,从而提高编织复合材料结构的剩余压缩强度。     

机场环境下飞机LY12CZ结构腐蚀损伤预测方法研究

依据LY1 2CZ材料的EXCO溶液浸泡加速腐蚀试验数据、飞机LY 12CZ构件在机场环境下的真实腐蚀损伤数据以及腐蚀损伤等效原则和当量关系原理,获得了该材料在2种环境下腐蚀的当量因子均值(α) =0.023 6,构建了LY12CZ材料于EXCO溶液中浸泡腐蚀的神经网络腐蚀深度预测模型.在此基础上提出了利用所建的神经网...     

航空产品腐蚀损伤当量折算方法研究

阐述了航空产品在使用过程中腐蚀损伤的一般规律,综述了腐蚀损伤当量化研究的最新进展,研究了航空金属材料、工艺和结构件腐蚀损伤当量折算方法,并提出了腐蚀损伤当量折算方法的研究发展方向。