飞机结构修理中去除蒙皮边缘损伤的研究

在飞机结构修理去除蒙皮边缘疲劳裂纹时,去除深度和半径对蒙皮的疲劳品质有很大的影响。研究了不同的去除深度和半径对蒙皮疲劳品质的影响,得到满足允许损伤标准的疲劳裂纹去除方法。     

小型飞机铝合金结构修理简析

随着飞机使用时间的逐渐增加,飞机结构受力部附件由于疲劳、过裁、重着陆等原因,结构件损伤将日益突显,主要表现为变形、裂纹、缺损等情况.该文以铝合金结构为例,通过对飞机结构材质、损伤形式、及修理措施合理性进行分析,可提高对结构损伤认识,提高结构损伤维护可靠性.     

吊挂后缘典型裂纹问题解决方案

很多民用飞机会出现由于次要结构（辅助非传力结构,一般用于维护气动外形）与主结构连接形式不明确,而导致次要结构产生一定程度的结构破坏（产生裂纹）,这些问题虽然不影响飞机使用安全,但对飞机的品质产生了很大的影响,所以在结构设计中,要尽量避免这样的设计本文以某型机的问题处理为例,对民用飞机吊挂后缘产生的典型裂纹问题给出解决思路和方案．以供类似飞机设计和问题处理时参考。     

基于Abaqus/Python的疲劳裂纹扩展分析研究

基于Abaqus的断裂力学参数计算功能,应用脚本语言Python自主开发出单一/复合载荷作用下飞机典型结构的疲劳裂纹扩展分析模块。该模块集参数化建模、有限元计算、损伤容限分析为一体,实现了单一裂纹或多裂纹的疲劳裂纹自动扩展仿真,避免了人工重复建模,能够直接获取常幅载荷或变幅载荷作用下结构的裂纹扩展路径及裂纹扩展寿命。通过与试验结果对比,验证了分析模块的可行性,为飞机结构损伤容限设计和分析提供分析支持和有力工具。     

飞机声疲劳裂纹扩展的分析方法研究

随着近年来各种大型、超高速飞行器的加速研制,发动机噪声越来越高,随之而来的结构声疲劳问题也越来越引起人们的重视。作为一种非常规的高周低应力振动疲劳问题,声疲劳裂纹扩展的处理是一项工程难题。分析了声疲劳裂纹扩展问题的主要技术难点,改进了虚拟裂纹闭合法(VCCT),并将其应用到某飞机结构声疲劳问题中,对某飞机结构在噪声载荷作用下的裂纹扩展情况进行了计算。结果表明,改进后的VCCT方法合理可行,具有一定的工程应用价值。不过由于材料在随机振动载荷作用下的裂纹扩展参数与静态(或准静态)下会有所差异,故对于分析中使用的材料参数,应该进行静-动转换或者通过专门的动态试验来测得。     

疲劳裂纹的搅拌摩擦焊维修效果分析

飞机结构疲劳裂纹严重影响了飞机的安全性,为评估搅拌摩擦焊维修疲劳裂纹的效果,设计规划了壁板结构含裂纹损伤的静力、疲劳维修试验件以及相应的对比试验件,进行了标准的静力、疲劳以及裂纹扩展试验,并对试验结果进行概率分析,给出了搅拌摩擦焊维修后的静力承载性能恢复程度以及不同存活率下的裂纹扩展速率公式。结果表明,搅拌摩擦焊维修后力学性能优良,可以有效地延长结构的使用寿命,为工程应用提供技术参考。     

某型飞机翼肋根部裂纹修理方法浅析

本文对某型教练机翼肋根部裂纹产生的原因进行了科学的分析,并制定出了合理的修复措施对该机进行修理.修复后的飞机已累计飞行2400多小时,修理部位状况良好.     

光滑试样疲劳短裂纹的形成与扩展

对两种晶粒尺寸的中碳钢光滑试样进行了旋转弯曲疲劳试验；应用复型技术监测了短裂纹形成与扩展过程，研究了晶粒尺寸对短裂纹行为的影响。结果表明：裂纹形成几乎贯穿于整个疲劳过程；裂纹形成寿命小于失效寿命的１０％；表面长度小于２ｍｍ的短裂纹扩展寿命占整个疲劳寿命的８５％以上；晶粒尺寸和微观结构对短裂纹形成和扩展都有很大影响。     

平流层飞艇蒙皮材料I型裂纹研究

 飞艇在平流层环境中受高低温交变、臭氧、紫外辐射等恶劣工况的影响。为研究平流层飞艇蒙皮材料I 型裂纹特性,在单轴向拉伸载荷下,分析了含有初始裂纹的蒙皮材料撕裂裂纹尖端区域变形场的测试方法和裂纹扩展特征。通过初始长度均为20 mm 的单边切口人工模拟预制裂纹试样,采用数字散斑相关方法试验,分别获得I 型裂纹尖端和垂直裂纹尖端的位移场和应变场分布,结合散斑变形图进行相关计算,发现撕裂裂纹扩展过程为近似的脆性断裂特征,垂直于撕裂裂纹扩展方向的材料试样裂纹尖端变形场呈现为离散阶跃变化特征。研究结果表明：该方法可以测量平流层飞艇蒙皮用的柔性层压织物的I 型裂纹尖端变形场,揭示裂纹尖端初始裂纹的扩展规律和演化特征,获得的大范围屈服裂尖长度的裂纹尖端的变形值曲线,可为平流层飞艇蒙皮材料的撕裂损伤变化分析和裂纹尖端变形场测试提供有效的方法。     

管道承压能力逆转原因探讨

比较了金属材料中短裂纹与长裂纹的扩展差异,短裂纹的扩展表现为裂纹的群体行为,短裂纹不仅会在应力作用下发生扩展,而且裂纹之间还有相互作用,相邻裂纹会在扩展的基础上发生合并,形成主导裂纹,而长裂纹的扩展表现为裂纹的个体行为。管道在制造、运输、敷设过程中产生的裂纹和缺陷是产生“承压能力逆转”的原因。用断裂力学中裂纹扩展的原理分析和研究了管道产生“承压能力逆转”的过程,并提出了相应的防范措施。     

考虑短裂纹阶段的焊接结构疲劳寿命分析

针对焊接结构可能存在的短裂纹问题,基于断裂力学原理提出一种改进的疲劳寿命预测方法。该方法结合Kitagawa-Takahashi图建立裂纹扩展门槛值ΔKth与裂纹特征尺寸a的函数关系,并在传统Paris模型的基础上考虑了该门槛值对裂纹扩展的影响。参照某起重机走行梁的疲劳试验数据进行对比研究,结果表明,本文提出的模型相较于传统的Paris模型具有更高的预测精度,而且它在一定程度上可以解释材料微观晶粒尺寸不同导致的焊接结构疲劳寿命的分散性;短裂纹阶段在试件梁疲劳总寿命中占比约为22%,0.25mm可作为短裂纹和长裂纹的合理分界点。     

飞机修补结构的相容位移分析

以飞机修补结构分析为背景,讨论了适于修补结构快速分析计算的相容位移方法．用此方法,对某典型修补结构进行分析计算,讨论了铆钉直径、补强板与蒙皮板的厚度比、切口大小和补强板边距变化对补强区应力变化趋势的影响,得到了一些对修理结构有一般意义的研究结果     

关于压力容器裂纹计算的分析

在日常生活中,我们可以遇到很多种裂纹,有的裂纹可以通过打磨去除或技术处理进行修复,有的裂纹暂不能(无法)修理。文章对压力容器发生低应力断裂的准则,使用容器寿命估算及计算方法进行了分析,供同行参考。     

残余压应力场中疲劳短裂纹扩展速率的预测

通过对Newman中心孔裂纹闭合模型加以改进,引入经有限元分析计算得到的残余应力再分布曲线,建立了用于单边圆缺口短裂纹闭合力及扩展速率预测的改进模型。为了验证模型的合理性,对40Cr调质态板状试样的缺口部位进行喷丸,测定裂纹扩展时的残余应力再分布,实测短裂纹的闭合力及扩展速率。结果表明,模型计算与实验测定符合较好。残余压应力提高了裂纹闭合力,减小了最大应力强度因子,从而降低了有效应力强度因子幅值,使裂纹扩展速率下降。     

临近空间飞艇蒙皮用材料撕裂行为的数字散斑法研究

针对Vectran纤维增强型临近空间飞艇蒙皮用的柔性层压织物复合材料,利用非接触式数字散斑相关试验方法,测定了预制初始裂纹长度为15 mm的中心切口试样撕裂行为的位移场和应变场分布,定量测量了撕裂试样不同撕裂载荷工况下的全场变形值和平面应力撕裂断裂韧性值,对中心切口裂纹的撕裂强度进行了分析。试验结果表明:该方法可以用来测量临近空间飞艇蒙皮用的柔性层压复合织物大范围变形的撕裂裂纹尖端及附近区域的变形场,通过变形场云图可以获得撕裂裂纹扩展过程中的变形特征,并可直观的研究撕裂裂纹尖端复杂变形场的形态,为临近空间飞艇蒙皮材料的撕裂损伤行为研究提供新的试验途径。     

飞机修补结构的相容位移分析

以飞机修补结构分析为背景,讨论了适于修补结构快速分析计算的相容位移方法。用此方法,对某典型修补结构进行分析计算,讨论了铆钉直径、补强板与蒙皮板的厚度比、切口大小和补强板边距变化对补强区应力变化趋势的影响,得到了一些对修理结构有一般意义的研究结果。     

渗透检测在锅炉检验中的应用

针对快装烟火管锅炉后管板裂纹修理中存在的问题，提出了用渗透检测方法帮助发现裂纹全貌的想法并进行了大量实验，实践证明渗透检测方法对这种缺陷的准确、彻底修理起到了良好的作用。     

疲劳裂纹扩展的非平衡统计模型

为了研究金属中微观结构对疲劳裂纹扩展性能的影响，在建立的宏观与微观相结合的疲劳断裂非平衡统计理论中，考虑了材料微观结构因素， 得到了包括疲劳短裂纹及长裂纹的整个金属疲劳寿命的普话裂纹扩展速度公式，并和他人的理论结果进行了比较。     

16MnR钢中疲劳裂纹扩展的细观研究

采用显微疲劳试验方法和显微疲劳试验装置对低合金钢１６ＭｎＲ单边缺口试样进行了疲劳试验,研究了短裂纹萌生和扩展的特征。结果表明,短裂纹萌生及扩展分三个阶段,每一阶段的形貌都有其特点,在裂纹扩展后期,短裂纹的发展以裂纹密度不断增加并形成损伤区为主要特征,然后在损伤区选择一条主裂纹扩展。     

飞机复杂蒙皮拉形模的设计

通过对飞机蒙皮结构及成形工艺要求的分析,设计了一种利用上压装置成形蒙皮的拉形模,并介绍了以UG软件为平台设计飞机蒙皮拉形模的过程,从而实现了马鞍形蒙皮在蒙皮拉形机上的拉形,解决了马鞍形蒙皮成形的质量问题,并大大地缩短蒙皮拉形模具设计的周期,提高了模具的设计效率、制造周期。