环境因素与飞机结构寿命

从技术分析和工程应用两个角度阐述了环境对飞机疲劳寿命和日历寿命的影响,归纳并提出了用于疲劳寿命计算和计算环境影响分析的数学模型,并从某型飞机定寿和腐蚀控制的实例中归纳出飞机设计、制造冷热工艺和维护使用中提高飞机抗环境影响能力的措施。     

油箱积水环境对油箱结构疲劳安全寿命的影响研究

目的 摸索飞机服役条件下油箱积水环境对油箱结构疲劳寿命的影响,评估基于常规疲劳寿命除以理论分散系数确定的安全寿命是否可以保证服役环境下的飞行安全.方法 首先通过试验确定加速腐蚀试验中飞机油箱积水介质浓度,并结合飞机使用特点,确定战斗机机翼梁结构腐蚀-腐蚀疲劳试验环境-载荷谱.以此环境-载荷谱为基础,试验模拟油箱结构在地面停放和空中飞行所经历的腐蚀和腐蚀疲劳过程.采用结构和载荷谱分离的可靠性分析方法,研究腐蚀-腐蚀疲劳作用下结构的疲劳寿命.结果 对常温疲劳试验结果与腐蚀-腐蚀疲劳试验结果的对比分析,表明腐蚀环境虽然降低了结构疲劳品质,导致疲劳中值寿命降低,但对结构寿命分散基本无影响.结论 严重谱下疲劳分散系数可保证油箱结构的安全.     

基于损伤检测的腐蚀疲劳寿命预测概率模型

建立了飞机结构腐蚀疲劳寿命预测的4阶段概率模型,结合腐蚀疲劳损伤检测结果,通过检测的灵敏度和准确度2个随机变量来描述检测技术的可靠性;建立了检测后的修正腐蚀疲劳寿命预测概率模型,通过对比分析修正前后的腐蚀疲劳寿命分布,得出腐蚀损伤尺寸的检测结果。对腐蚀疲劳寿命的评估影响很大,并且检测技术越可靠,寿命评估越准确。     

2A12铝合金微动疲劳全寿命预测方法研究

目的对于2A12铝合金,提出基于成核寿命和扩展寿命的微动疲劳全寿命预测方法。方法基于损伤力学法计算裂纹成核寿命,利用扩展有限元计算裂纹尖端应力强度因子,应用断裂力学计算裂纹扩展寿命,并对预测者和试验值进行比较。结果损伤力学法能考虑接触面应力三维度的作用来反映多轴状态作用,能有效模拟微动疲劳多轴行为。基于损伤力学法的微动疲劳全寿命预测模型能有效预测微动疲劳全寿命。由于微动作用,裂纹成核非常早,扩展寿命从试件的近表面开始,占全寿命的主要部分。结论考虑成核寿命和扩展寿命的微动疲劳全寿命分析是完善的,预测值与试验值比较吻合。     

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。     

腐蚀损伤对LY12CZ铝合金疲劳寿命的影响研究

对LY12CZ铝合金在EXCO溶液中进行了不同时间的加速腐蚀。通过扫描电镜研究不同腐蚀时间后LY12CZ铝合金的腐蚀损伤,腐蚀损伤的严重程度用腐蚀面积率和腐蚀深度描述。通过对比性疲劳试验获得了腐蚀损伤对LY12CZ铝合金疲劳寿命的影响,为飞机日历寿命评定和飞机结构腐蚀的研究提供了试验依据。     

高温环境下薄壁结构声疲劳失效验证技术研究

目的针对高温环境下薄壁结构声疲劳失效问题,研究分析薄壁结构在高温环境下的声疲劳失效特征,验证薄壁结构热声响应计算方法与疲劳寿命预估模型的有效性。方法较系统地阐述高温环境下薄壁结构声疲劳失效试验验证技术,重点总结热声疲劳试验环境建立与加载、高温环境下噪声测试、高温环境下动态响应测试和疲劳破坏寿命测试方法,并通过具体案例说明工程中试验验证方法的有效性。结果试验件在仿真计算与试验中的破坏位置一致,响应频率吻合较好,应力水平一致,疲劳寿命量级相当。结论薄壁结构热声响应计算方法与疲劳寿命预估模型的有效性高。     

飞机单机寿命监控中瞬时油量的确定方法研究

实施单机寿命监控能够有效体现飞机寿命的差异性。针对飞参数据中瞬时油量数据缺失的问题,提出了采用平均油耗率和相似原理来估算飞机瞬时油量的方法,进而对飞机的损伤情况进行计算。通过对具体飞机大量飞参数据的处理及结果分析,讨论了油量确定方法的影响因素和适用范围,为相关飞机实施单机寿命监控提供了技术基础。     

复合材料胶接修理对含腐蚀损伤铝板力学性能的影响

目的研究复合材料胶接修理对含腐蚀损伤铝板静强度和疲劳寿命的影响。方法设计加工模拟铝合金腐蚀损伤的试验件,采用复合材料胶接修理技术对试验件进行修理,通过有限元分析和试验验证的方法考核该修理技术对试验件力学性能的影响。结果有限元计算结果表明,复合材料胶接修理技术能够有效缓解试验件的应力集中情况。试验件修理后与修理前的对比静强度和疲劳试验结果表明,Ⅰ型试验件的破坏载荷提升了45.9%,疲劳寿命增加了9.3倍;Ⅱ型试验件的破坏载荷提升了11.4%,疲劳寿命增加了3.6倍。结论复合材料胶接修理技术是一种高效的飞机铝合金结构腐蚀损伤修理方法。     

飞机典型液压管路全状态考核试验方法研究

目的 提出一种飞机典型液压管路全状态考核试验方法,同时考虑液压管路内部高压高速液压油流动和外部振动环境耦合产生的响应。方法 从飞机典型舱位液压管路系统中抽取出液压管路及其支持结构试验件,模拟出液压管路安装的机体支持刚度,通过液压回路组件模拟飞机液压管路内液压油的流动环境,以及通过振动台组件模拟飞机舱位振动环境这两个液压管路疲劳寿命的主要影响要素。结果 通过设计的试验能同时施加液压管路疲劳寿命主要影响因素环境。结论 针对目前飞机液压管路地面模拟试验环境和空中飞行状态有较大差异,文中提出了一种飞机典型液压管路全状态考核试验方法,通过该试验可为液压管路减振优化设计提供试验依据。     

某型飞机典型结构危险部位地面停放预腐蚀影响系数曲线的试验测定

目的评定飞机日历寿命,测定飞机典型结构件的地面停放系数随日历年限的变化规律(C-T曲线)。方法针对典型飞机结构连接件,首先在实验室条件下采用加速腐蚀的预腐蚀试验及预腐蚀后的疲劳试验,得到不同加速当量腐蚀年限下的疲劳寿命,然后对疲劳试验数据进行统计及处理。结果最后拟合得到飞机典型结构件的地面停放系数随日历年限的变化规律曲线。结论通过C-T曲线可为某型飞机的定寿提供基础。     

冷却剂参数对铣槽喷管低周疲劳寿命的影响

采用有限体积流固耦合计算方法、非线性有限元热结构耦合分析方法和局部应变法研究大面积比铣槽喷管三维再生冷却槽道在循环工作条件下的热结构变形与低周疲劳寿命,并对比分析了冷却剂质量流量与入口温度对铣槽喷管疲劳使用寿命的影响。计算结果表明,铣槽喷管热结构响应呈现复杂的三维效应,应变较大位置主要分布在与肋连接的内衬区域,喷管中部的残余应变量最大;冷却槽道低周疲劳寿命分布和热结构响应基本一致,最小寿命位于喷管中部与肋相连的内衬区域燃气侧;随冷却剂质量流量增加,铣槽喷管低周疲劳寿命不断提高;随冷却剂入口温度增加喷管尾部低周疲劳寿命值不断降低,而喷管中前部的低周疲劳寿命值却不断提高,当冷却剂入口温度为280K左右时,本文的铣槽喷管总体使用寿命达到最大。      

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。     

海洋环境下飞机结构腐蚀疲劳研究现状

介绍了海洋环境下飞机结构腐蚀及腐蚀疲劳的国内外研究现状,重点阐述了服役环境编谱技术、加速腐蚀试验研究、腐蚀防护体系有效性验证、腐蚀损伤评估及疲劳寿命预估技术等几个关键技术问题,并预测了发展趋势。     

飞机某模拟涂装试样加速腐蚀与自然暴露的对比研究

目的研究飞机某结构模拟试样加速腐蚀试验与自然暴露试验的相关性。方法选取飞机某结构模拟试样分别进行实验室加速腐蚀试验和海南西沙外场自然暴露试验,以宏/微观形貌、失光率、色差等级、腐蚀产物成分等作为评价指标,对试样表面涂层的腐蚀损伤情况进行长期观测和对比研究,对加速腐蚀2个周期和户外暴露2年的疲劳试样疲劳寿命和疲劳断口形貌进行对比分析。结果加速腐蚀试验2个周期和自然暴露试验2年试样的试验过程色差变化规律一致,色差变化等级均为2级,光泽度变化规律一致,加速腐蚀试验后为3级,户外自然暴露户外为4级、棚下为3级,在螺钉边缘均出现面漆剥落现象。7B04铝合金试样疲劳寿命断口的韧窝和孔洞的数量都没有发生明显的变化,在显著度为0.05时,两组疲劳寿命的t检验量为1.6971,疲劳寿命无显著差异。结论加速腐蚀试样表面涂层的腐蚀程度介于户外和棚下暴露试样之间,这一结果与加速环境谱的编制原则相一致,也进一步表明加速试验环境谱正确性。疲劳寿命无显著差异,表明加速腐蚀试验可以较好地模拟飞机实际工作环境对试样疲劳性能造成的影响。     

考虑微动影响的搭接结构疲劳寿命研究

为研究微动对搭接结构疲劳寿命的影响,采用ABAQUS软件建立了考虑微动影响的单搭接结构有限元全局模型和子模型,运用该模型计算了接触区的应力分布.并在FRANC2D/L中把螺栓用等效的正应力和剪应力来代替,重建子模型,计算了裂纹尖端应力强度因子.最后建立了考虑微动影响下的搭接结构疲劳寿命预测模型,并将计算值与试验值进行了...     

差速器壳体疲劳寿命仿真分析方法

目的 研究差速器壳体疲劳寿命分析方法,调查差速器壳体断裂的根本原因.方法 以具体试验工况为输入,以减速器壳体支撑刚度为边界条件,以齿轮啮合力为输入载荷,建立弹性支撑条件下的差速器壳体有限元模型,并进行强度计算.以强度分析结果为输入,在疲劳寿命计算软件FEMFAT中进行疲劳寿命校核.考虑到差速器壳体分析工况较多、载荷复杂,采用Neuber公式,结合材料的循环应力-应变曲线方程和应力-应变迟滞回线方程,进行线弹性应力修正的方法进行校核.同时,为了更好地模拟差速器的运行极限工况,分析载荷采用了三正一负交替变化的载荷.最后,基于线性疲劳累积损伤理论的Miner法则对结果进行判断.结果 基于线性疲劳累积损伤理论的Miner法则,初始设计方案的计算结果表明,疲劳破坏发生在壳体过渡圆角处,其可承受的载荷循环次数为270次,不满足大于350次的设计目标,结果与疲劳台架试验相符,且失效区域对应性较好.通过增大差速器壳体过渡圆角半径及增加壳体厚度的方法对差速器壳体进行优化,优化后的疲劳分析结果显示,疲劳寿命增加至417次,满足350次设计目标,并顺利通过耐久台架试验.结论 通过优化前后台架试验结果与仿真结果的对比证实,该仿真分析方法能准确预测差速器壳体的疲劳水平,且该分析方法在计算精度方面是完全可信的,可以在实际项目开发中应用,可提前识别并规避风险,减少后期台架验证成本.     

加筋板在复杂载荷下的振动疲劳寿命分析

目的研究航空工程结构部件——加筋板在准静态载荷和随机动载荷联合加载下的振动疲劳寿命预估问题。方法针对某铣制铝合金缺口加筋板,建立有限元模型,并采用时域法进行静动联合加载下的疲劳寿命分析。首先将准静态载荷分解为静力与正弦激励,以静力结果作为平均应力修正S-N曲线,再采用随机响应分析计算动载荷单独作用下结构危险点的应力PSD函数,通过逆傅里叶变换法,提取随机加载过程中的时域信号后,应用Von Mises等效准则,将其与正弦激励时域样本进行叠加,得到疲劳分析应力谱,再结合Miner线性累积理论和雨流循环计数法,计算得加筋板结构静动联合加载下的疲劳寿命。结果通过有限元仿真分析计算,得到加筋板在静动载荷共同作用下的疲劳寿命,对比试验寿命,误差基本在两倍界以内。结论由仿真与试验的结果对比说明,该方法可以有效预估试验件在静动载荷联合加载下的疲劳寿命,并能进一步推广到类似载荷下的疲劳寿命预估问题。     

飞机结构单机寿命监控的几个关键问题的研究

飞机结构的使用寿命取决于使用方法,实施单机寿命监控能够有效地体现出这种差异性.基于飞行参数监控的思想,综合考虑了计算精度和计算效率,对不同采样率和不同滤波门槛值的影响进行了分析,确定了适用的采样率和门槛值;综合分析了不同情况下外挂质量对损伤计算结果的影响,为飞机结构实施单机寿命监控提供了技术保障.     

垂尾方向舵悬挂点螺栓断裂分析及改进

目的 分析某型飞机在使用中其方向舵第4悬挂点连接螺栓出现不同程度断裂损伤的原因,并进行设计改进。方法 从宏观和微观2个方面研究螺栓的断口形貌和特征,对螺栓材料进行金相组织分析和力学性能测试,与同类型飞机相同位置螺栓的结构和功能进行对比分析。结果 螺栓断口边缘无明显的腐蚀和氧化特征,无有害的夹杂物和磷化物,硬度及拉伸强度符合材料力学性能要求。该型飞机方向舵第4悬挂点连接螺栓的结构较同类型飞机相同位置的螺栓结构应力集中更加明显,材料强度更低,存在设计缺陷。结论 连接螺栓断裂性质为疲劳断裂,螺栓受到异常的拉伸和弯曲循环载荷作用是导致其疲劳断裂的主要原因。基于裂纹原因及性能对比分析提出的设计改进方案,在螺栓选材、强度、刚度和耐久性等方面符合飞机结构设计规范,经验证,满足飞机装配技术要求,实践表明,能够确保飞机寿命期的安全使用。