30CrMnSiNi2A超强钢激光熔覆修复试验研究

目的研究激光熔覆技术,解决30CrMnSiNi2A钢制部件表面腐蚀、划伤、裂纹等缺陷的修复问题。方法利用光纤激光器在30CrMnSiNi2A钢表面进行同基体相近成分的合金粉末熔覆试验,优化激光熔覆工艺参数,开展熔覆层的微观组织、硬度、力学性能等方面试验研究,并对拉伸试样的断口进行分析。结果熔覆层与基体呈现牢固的冶金结合,基体热影响区域小,熔覆区的抗拉强度大于基体强度的80%,熔覆区材质的脆性较基材有所增加。结论激光熔覆可用于修复30CrMnSiNi2A钢制零件表面的腐蚀、划伤、裂纹等局部缺陷。     

30CrMnSiNi2A钢壳体毛坯的温挤压成形工艺研究

针对30CrMnSiNi2A超高强度钢制壳体毛坯的结构特点和材料工艺特性,对该壳体毛坯的温挤压成形工艺进行了大量的试验研究;并采用"正交试验方法"对温挤压工艺参数进行了优化设计。经过理化检测和使用结果表明,采用温挤压工艺生产的30CrMnSiNi2A钢制壳体毛坯锻件完全满足壳体的使用要求,各项性能指标合格。     

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。     

海军飞机结构当量加速腐蚀试验研究

分析了导致海军飞机结构腐蚀的主要因素;基于飞机地面停放环境谱,采用某型海军飞机机身背鳍角材在×框连接区模拟件,在试验室条件下分别进行当量5、10、15、20、30 a的加速腐蚀试验,并利用显微镜对试件表面涂层、金属基体材料腐蚀情况进行观察和测量.研究结果表明,结构件当量加速腐蚀与飞机外场服役的腐蚀特征一致,当量加速腐蚀试验时间与外场服役年限相匹配时,基体材料腐蚀程度相当.     

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。     

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。     

搭接结构件腐蚀疲劳试验技术

腐蚀疲劳试验是评估腐蚀环境对结构件疲劳寿命影响的有效方法。从试验件设计、疲劳载荷谱加载方式、典型腐蚀环境的施加、试验数据的处理原则等方面对搭接结构件腐蚀疲劳试验技术进行了较全面的介绍。     

典型飞机结构加速腐蚀试验方法研究

针对典型飞机结构的局部腐蚀环境开展了加速腐蚀环境谱及加速腐蚀试验方法研究，采用A和B两种加速腐蚀环境谱进行了对比试验。结果表明，在飞机结构加速腐蚀环境谱中采用铜加速乙酸盐雾试验，不仅具有明显的加速腐蚀作用，使试验历程大大缩短，而且能够较好地再现典型飞机结构的腐蚀损伤特征。     

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。     

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。     

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.     

基于腐蚀损伤表征因子的疲劳寿命衰减影响研究

应用MIT（Mean Impact Value）方法对LY12CZ铝合金试件疲劳寿命产生影响的腐蚀损伤表征因子进行筛选,得到了对疲劳寿命衰减影响较大的5个腐蚀损伤表征因子。定义了腐蚀疲劳寿命累积衰减函数与疲劳寿命衰减速率函数,建立了寿命累积衰减模型,验证了该模型的准确性,并以腐蚀损伤表征因子和腐蚀累积衰减函数为数据样本,用BP神经网络、自适应滤波的LMS算法分别预测了不同年限下的疲劳寿命。与实验测得的疲劳寿命数据对比后得出,BP神经网络、LMS方法计算产生的误差在工程上可以接受。     

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。     

典型飞机结构加速腐蚀试验方法研究

针对典型飞机结构的局部腐蚀环境开展了加速腐蚀环境谱及加速腐蚀试验方法研究,采用A和B两种加速腐蚀环境谱进行了对比试验。结果表明,在飞机结构加速腐蚀环境谱中采用铜加速乙酸盐雾试验,不仅具有明显的加速腐蚀作用,使试验历程大大缩短,而且能够较好地再现典型飞机结构的腐蚀损伤特征。