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。     

某型复合材料加速腐蚀与大气腐蚀当量关系分析

目的为开展某型飞机复合材料预腐蚀后疲劳寿命研究,获取其于加速腐蚀试验环境谱腐蚀和大气环境腐蚀的当量关系。方法编制模拟机场环境的加速腐蚀环境谱,据此分别开展材料试件加速腐蚀试验和大气腐蚀试验,试验过程中观测试件腐蚀形貌,开展两种环境预腐蚀后试件的层间剪切强度性能测试,依据等腐蚀损伤等层间剪切强度性能原则,计算该型复合材料实验室加速腐蚀与大气环境腐蚀的当量关系。结果加速腐蚀试验环境与大气环境对该型复合材料腐蚀存在当量关系,当量折算系数为2.22。结论飞机复合材料于不同环境中的腐蚀当量关系研究应结合研究问题需要,根据不同环境和不同力学性能指标开展研究,不同环境、不同力学性能指标会有不同的当量关系。     

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。     

LY12CZ腐蚀疲劳寿命的神经网络研究

通过对已有LY12CZ腐蚀疲劳试验数据分析,建立腐蚀年限和应力幅值对应疲腐蚀劳寿命的BP网络映射模型来预测其腐蚀疲劳寿命.为了提高网络模型预测精度,采用牛顿插值法扩充历史试验数据,满足神经网络对训练数据致密性要求.研究结果表明,网络预测结果误差较小.利用网络预测结果计算,lgSα和lgN具有较高的线性相关性,R=0.94～0.99,且斜率B为-3.3～ -3.4.     

基于DFR的2024-T3铝合金当量加速关系试验研究

目的 提出以反映结构材料疲劳性能的DFR为表征参量,研究建立2024-T3铝合金结构在大气自然环境预腐蚀与实验室加速试验预腐蚀后的DFR关系,为腐蚀环境下飞机铝合金结构的疲劳寿命设计提供方法。方法 以2024-T3铝合金试验件为研究对象,分别开展典型海洋大气环境自然暴露腐蚀后的DFR试验以及实验室加速腐蚀试验后的DFR试验,以DFR相等为条件,建立上述2种不同预腐蚀条件之间的DFR当量加速关系。结果 2024-T3铝合金在自然暴露预腐蚀环境与实验室加速预腐蚀后的DFR值随腐蚀时间的增加均有不同程度的下降,万宁和青岛的DFR当量加速值分别为0.642 1、0.701 2 a/d。结论 基于DFR的当量加速关系综合反映了预腐蚀对结构材料疲劳性能退化的影响,而DFR是飞机结构疲劳设计的基本参量,文中建立的当量加速关系可用于指导腐蚀环境下铝合金的疲劳寿命设计分析。     

拉压疲劳载荷对地面停放腐蚀影响系数的影响研究

目的研究拉压疲劳载荷对地面停放腐蚀影响系数的影响。方法首先编制加速腐蚀试验环境谱进行预腐蚀试验,随后对预腐蚀后的试验件加载拉压疲劳载荷进行疲劳试验,最后对预腐蚀疲劳试验得到的寿命进行数据分析。结果疲劳载荷无论是拉还是压,都不能改变预腐蚀后的疲劳试验寿命服从对数正态分布的性质,但是疲劳载荷以拉为主的机翼下壁板试验件预腐蚀后,疲劳寿命的分散性随试验寿命的降低而降低,而疲劳载荷以压为主的机翼上壁板结构模拟件预腐蚀后,疲劳寿命的分散性基本不变。结论疲劳载荷以压为主的机翼上壁板结构模拟件的地面停放腐蚀影响系数不随腐蚀年限的增加而变化,而疲劳载荷以拉为主的机翼下壁板试验件的地面停放腐蚀影响系数随腐蚀年限的增加而显著降低。     

预腐蚀疲劳寿命分散系数研究

对比分析了3种经典公式计算的不同腐蚀周期下LY12CZ铝合金材料疲劳寿命分散系数Lf,研究了Lf随腐蚀周期以及应力的变化规律,并提出了疲劳分散系数的预腐蚀贡献因子的计算公式及与腐蚀影响系数的关系.     

腐蚀条件下起落架机轮半轴疲劳寿命研究

通过某型飞机起落架机轮半轴模拟件在加速试验环境谱下预腐蚀不同时间后进行的载荷谱疲劳试验．获得了地面停放腐蚀影响系数随地面停放年限的变化曲线（即C-T曲线）。针对构成空中局部环境谱的各主要环境因素作用下的载荷谱疲劳寿命试验，研究了各单一介质对疲劳寿命的影响，并按百分比加权组合的方法获得了空中腐蚀疲劳影响系数K。     

某新型航空发动机压气机叶片服役环境适应性研究初探

目的 开展某新型航空发动机压气机叶片服役环境适应性研究,探究压气机叶片服役环境下的耐蚀性及腐蚀萌生周期.方法 采用电化学工作站,开展压气机材料典型环境下标准三电极电化学试验,获取腐蚀电流.结合机场环境谱与当量折算法,利用计算得到的当量折算系数,对机场环境谱进行当量折算,编制模拟该型发动机后续服役环境的仿真加速腐蚀试验环境谱.依据该环境谱,开展压气机叶片试件仿真加速腐蚀试验.结果 在模拟服役环境下的第8个当量腐蚀年限时,新型航空发动机压气机叶片开始出现局部点蚀.随着腐蚀年限的延长,腐蚀损伤程度逐渐加重.结论 在服役环境下,新型航空发动机压气机叶片具有良好的环境适应性,能够满足6～8 a首翻期内的环境适应性要求.     

当量加速腐蚀条件下飞机结构耐久性评估方法研究

目的研究某型飞机机翼纵墙下缘条的结构细节模拟试件的耐久性。方法根据实测环境数据编制某沿海机场环境加速试验谱,开展不同当量腐蚀年限的加速腐蚀试验,然后进行耐久性试验,基于裂纹萌生寿命(TTCI)服从双参数威布尔分布和对数正态分布,建立表征腐蚀损伤下机翼纵墙结构细节原始疲劳质量(IFQ)的当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布,并对机群机翼纵墙的经济寿命进行预测。结果铝合金材料在θ=40℃,pH=4.0,质量分数为5%的NaCl溶液盐雾环境中作用189.7 h,腐蚀损伤与该海洋大气环境腐蚀1 a相当。结论该关键结构在沿海机场环境条件下的耐久性能满足寿命指标要求。     

热盐腐蚀环境对TC11钛合金高温寿命影响规律试验研究

目的 针对发动机钛合金部件在热盐环境与工作载荷下的寿命衰减问题，开展TC11钛合金热盐腐蚀疲劳与应力腐蚀试验，研究腐蚀环境下TC11的高温寿命衰减规律与失效机理。方法 利用喷盐法制备TC11钛合金试验件，研究不同温度与应力水平对TC11腐蚀疲劳以及应力腐蚀的影响规律。利用SEM等观测手段，开展腐蚀疲劳以及应力腐蚀试样断口与表面的形貌分析，分析腐蚀环境下的失效机理。结果 热盐腐蚀环境导致TC11的寿命显著降低，对比450 ℃下无腐蚀寿命，腐蚀疲劳寿命下降了2个数量级，应力腐蚀寿命下降到不足1%，且分散性较大。观察腐蚀疲劳和应力腐蚀的试样可以发现，表面有明显的腐蚀坑，腐蚀坑底发现裂纹。结论 热盐环境下，TC11腐蚀疲劳寿命和应力腐蚀寿命都会明显下降。由于腐蚀导致钛合金试样表面产生许多腐蚀坑，在腐蚀坑局部形成近似缺口，缺口部位的应力集中是导致腐蚀疲劳寿命衰减的重要因素。腐蚀疲劳的寿命低于Kt=1的无腐蚀疲劳寿命，但是要大于Kt=3的无腐蚀疲劳寿命。     

孔腐蚀损伤对LY12CZ铝合金疲劳寿命的影响研究

对Kt=3．0的LY12CZ铝合金疲劳试验件的中心孔进行加速腐蚀,经3次不同腐蚀时间后取样,用KH-7700型三维数字显微镜检测腐蚀坑,获得了包括长、宽、深、表面积和体积的三雏形貌。通过疲劳试验,获得不同腐蚀损伤下试件的S-N曲线;通过理论推导得到了孔边在不同腐蚀损伤下的有效应力集中系数。建立了腐蚀损伤量与孔边有效应力集中系数增量之间的关系,使得在已知腐蚀损伤的情况下可以更直接地获得疲劳寿命。     

宁波地区自然环境对铁塔材料力学性能的影响

在加速腐蚀的基础上,通过对Q345铁塔材料的静强度和疲劳试验,研究了宁波地区大气腐蚀环境对Q345铁塔材料力学性能的影响。试验表明,5 a内的加速腐蚀对Q345镀锌材料静强度的影响可以忽略;Q345镀锌材料在当量腐蚀前4 a,腐蚀的形式为均匀腐蚀与点蚀共存;当量加速腐蚀1 a后的疲劳强度无显著降低;加速腐蚀3 a后疲劳强度降低6.2%;4 a后疲劳强度降低12.7%,对应在95%置信度和95%可靠度下的寿命则分别降低25%和46.5%;加速腐蚀第5年,由于均匀腐蚀的发生,削减了腐蚀坑深度,使得其对＂腐蚀坑深度＂敏感的疲劳强度与第4年相同。     

含表面应力集中超高温陶瓷材料热冲击可靠性的研究

目的研究含表面应力集中的超高温陶瓷材料在热冲击环境下的可靠性。方法针对超高温陶瓷材料,研究了其威布尔分布规律和含不同切口半径的材料可靠性,并建立了其在热冲击载荷作用下的可靠性评价方法。结果对于切口不完全敏感的材料,切口件的可靠性并不是随着切口半径的减小而单调增大,对于研究的三种切口半径试样(r=0.1、0.25、0.5 mm),r=0.1 mm的试样存活率最小,r=0.25 mm的试样存活率最大。淬火初期阶段,表面含切口的材料存活率在0.04 s内急剧降低至0,0.04～0.1 s时存活率维持在0,0.1 s后存活率迅速上升,约0.28s后存活率增大为1。结论建立的评价方法可以作为超高温陶瓷材料在热冲击环境下应用可靠性的有效评估手段,对其进一步被广泛应用具有重要意义。     

腐蚀时间和温度对LY12CZ铝合金疲劳强度的影响

在实验室环境下对LY12CZ铝合金试验件进行溶液浸泡预腐蚀试验,产生腐蚀坑,使用KH-7700显微镜获得了不同腐蚀时间和腐蚀温度条件下的损伤数据,然后进行疲劳加载试验,建立了不同腐蚀时间和腐蚀温度与疲劳寿命之间的关系。试验结果表明,腐蚀时间和温度对铝合金的预腐蚀损伤及相应的疲劳寿命有着显著影响。     

实验室加速腐蚀环境下7050-T7451厚板疲劳性能研究

目的研究两种应力集中系数7050厚板铝合金材料在腐蚀环境下的腐蚀疲劳性能。方法开展7050厚板铝合金材料在3.5%NaCl盐水和油箱积水两种环境下的腐蚀疲劳实验,采用三参数式进行S-N曲线拟合分析不同应力集中系数、不同腐蚀环境对7050厚板铝合金材料疲劳性能的影响。结果腐蚀环境和应力集中系数都会对7050厚板铝合金材料的疲劳性能有影响,3.5%NaCl盐水和油箱积水两种腐蚀环境相较于应力集中系数对于降低材料疲劳性能的影响更大。结论减少7050厚板铝合金应力集中系数,加强7050厚板铝合金材料腐蚀防护对于提高材料抗疲劳性能有显著作用。     

航空铝合金材料大气腐蚀环境因子灰色关联分析

结合航空铝合金材料LY12CZ在全国7个大气腐蚀试验网站暴晒腐蚀数据,利用灰色关联分析方法计算出铝合金大气腐蚀速率和腐蚀环境因子在不同暴晒时间的关联度,分析大气腐蚀环境因子对铝合金材料大气腐蚀的影响规律。LY12CZ自然暴晒1,3,6,10 a的气象环境因子灰色关联度分析结果表明,各暴露年限气象环境因子关联度排序相对位置均未发生变化;对于腐蚀环境因子而言,各暴露年限的腐蚀环境因子发生了变化。