损伤容限

摘要： 疲劳裂纹扩展性能是衡量材料损伤容限性能的重要指标之一,准确获得材料的疲劳裂纹扩展性能是飞机结构设计所必需的。影响获得疲劳裂纹扩展性能的因素有很多,实验用试样的加工、测试标准的选取、实验机的校核及后期数据的处理方法都会对最终得到的性能数据产生影响。学生通过分组协作的方式完成了TC4-DT钛合金锻件疲劳裂纹扩展实验并获得了描述疲劳裂纹扩展性能的da/dN-ΔK曲线,讨论了不同应力比、不同实验环境和不同取样方向对疲劳裂纹扩展性能的影响。通过协作实验有助于学生全面了解材料疲劳裂纹扩展性能的获取方法,深刻理解疲劳裂纹扩展性能对飞机结构设计的重要性,取得了很好的实验教学效果。

摘要： 为了保障飞机的使用安全,与结构疲劳失效相关的适航规章已经经历了70多年的演变过程。本文以历史时序为线索,回顾了相关的适航规章在不断吸取疲劳破坏事故经验教训的过程中逐步完善的演变历史,包括:进行以安全寿命理念的疲劳设计分析;通过全机结构疲劳试验来确定飞机的使用寿命;确立破损安全的设计理念并进行静强度试验验证;为兼顾减重和保障在役飞行安全而提出的损伤容限设计与试验验证;在设计寿命内,通过试验验证来保证不会发生广布疲劳损伤破坏;(6)确定有效限制寿命(LOV),以确保飞行安全。由此明确了飞机发生疲劳损伤的影响因素,不仅涉及材料的性能表征、制造和安装工艺,也与飞机的使用状态密切相关,明确指出满足适航规章要求的核心手段是采用积木式试验方法构建试验金字塔来完成飞机结构设计的适航认证。

摘要： 转向架构架焊接时形成熔合不良、气孔等缺陷是疲劳裂纹萌生和扩展的本质来源之一。以客车非动力转向架构架的铸造部件疲劳寿命为考察对象,对制动夹钳吊座用G20Mn5铸钢材料进行高周疲劳试验及断裂力学试验。依据构架焊接质量探伤结果进行缺陷的规则化处理,在制动夹钳吊座与横梁焊缝热影响区等应力热点区域置入不同深度的裂纹,考虑实测8级载荷谱作为制动工况输入,利用经典Paris疲劳裂纹扩展模型,在损伤容限框架内估算含焊接缺陷的制动夹钳吊座的剩余寿命。结果表明:当制动夹钳吊座与横梁焊缝处的原始铸造缺陷小于0.5 mm时,属于安全尺寸;而初始裂纹深度为1 mm的裂纹扩展到1 mm时的剩余寿命约为7098万km,超过现役焊接构架设计寿命。可见,疲劳寿命能满足设计寿命指标,并具有一定的安全裕度。

摘要： 通过真空辅助树脂传递模塑成型工艺(VARTM)技术制备了缝合和未缝合碳纤维/泡沫夹芯复合材料,并进行了低速冲击和冲击后压缩实验,利用深度测量仪检测冲击后的表面凹坑深度。使用Origin软件拟合出了表征损伤阻抗性能的冲击能量-凹坑深度曲线及表征损伤容限性能的凹坑深度-剩余压缩强度曲线。以未缝合复合材料为对比,发现缝合能有效提高碳纤维/泡沫夹芯复合材料的损伤阻抗性能及损伤容限性能。缝合及未缝合碳纤维/泡沫夹芯复合材料的损伤阻抗及损伤容限曲线上均存在拐点,并且损伤阻抗的拐点位置和损伤容限的拐点位置具有一致性。拐点之前,泡沫夹芯板以基体裂纹和层间分层损伤为主;拐点之后,出现了纤维断裂损伤。

摘要： 本研究在ZrO_(2)基体表面涂覆一薄层Al_(2)O_(3)涂层,利用基体与涂层之间热膨胀系数不匹配,在Al_(2)O_(3)-ZrO_(2)预应力陶瓷(简称A_(C)Z_(S)预应力陶瓷)表层引入压应力。采用维氏压痕法评价残余应力对A_(C)Z_(S)预应力陶瓷的表层和基体中裂纹扩展阻力的影响。理论分析结合实验结果表明:表层的压应力使得A_(C)Z_(S)预应力陶瓷的裂纹扩展阻力增大,最终导致强度和损伤容限提高;且A_(C)Z_(S)预应力陶瓷表层的压应力和裂纹扩展阻力随着基体截面积与涂层截面积比值的增加而增大。当ZrO_(2)基体表层的Al_(2)O_(3)涂层厚度为40μm时,表层压应力使A_(C)Z_(S)预应力陶瓷的弯曲强度达到(1207±20)MPa,相比于同种工艺下制备的ZrO_(2)陶瓷强度提高了32%,同时也是Al_(2)O_(3)强度的3倍。此外,A_(C)Z_(S)预应力陶瓷也表现出很好的抗热震性能。

摘要： 民用飞机结构必须在预期的使用寿命内具有高安全性和高可靠性。飞机结构疲劳设计的目标便是通过设计和疲劳强度分析等手段,使结构具有较好的疲劳性能。对结构进行抗疲劳设计,提高结构固有的疲劳特性,是实现疲劳设计目标的主要途径。针对某型飞机球面框球皮搭接对缝结构制定了结构优化设计方案,对原结构及优化方案的连接形式分别进行了有限元建模,求解连接结构中紧固件的载荷分布,并对原结构及优化结构进行了疲劳强度分析。然后使用NASGRO软件对原结构及优化结构疲劳危险细节进行了裂纹扩展分析,最后将原结构与优化结构的疲劳及损伤容限分析结果进行了对比,对比结果表明优化设计方案有效地提高了球皮搭接对缝结构的疲劳及损伤容限性能,并减少了结构重量以及维护的成本。

摘要： 根据国产新材料在某型飞机上的应用情况,按照积木式试验层次规划了国产新材料装机应用疲劳考核验证试验,确定试验考核部位及考核内容;结合研发试验情况,确定了与进口材料性能相当或满足型号寿命设计要求的双重试验考核指标;基于规模最小和疲劳精准考核并重的原则,进行疲劳考核试验群优化设计,建立了一套可用于新材料在飞机型号应用的疲劳考核验证技术。根据试验研究结果,给出了国产新材料在某型飞机上的装机应用结论。

摘要： TC4ELI钛合金以其优异的力学和抗腐蚀性能广泛应用于深海耐压结构。在深海交变载荷作用下,钛合金结构的初始微缺陷易发生疲劳扩展,进而会导致灾难性破坏。因此,耐压结构逐渐采用损伤容限设计理念来保证安全。然而,传统的二维损伤容限设计理念过于保守,不利于三维深海耐压结构的轻量化设计。本文对TC4ELI钛合金的疲劳裂纹扩展进行了系统研究,发现在二维理论框架内材料的裂纹扩展速率依赖于试件厚度和应力比。而基于三维断裂理论,同种材料裂纹扩展速率与厚度和应力比无关。在此基础上,将得到的材料常数用于裂纹扩展模拟,实现了不同试件厚度和载荷下的疲劳寿命与裂纹尺寸的准确预测。

摘要： 根据CS29第571章和AC29第MG8章要求,主桨叶作为直升机的关键部件,必须进行损伤容限验证试验。因为在服役期的桨叶可能含有制造缺陷和没有被发现的外部损伤,并且这些损伤在桨叶的整个服役期都存在,对最大负载也没有造成影响,所以必须制造这种含有典型内部缺陷和外部损伤的试验件进行剩余寿命验证。

摘要： 制备了新型聚醚砜(PES)点阵附载U3160的ES^(TM)-fabric织物,PES附载量分别为15(ES-15),25(ES-25),35(ES-35)g/cm^(2)。采用RTM工艺制备了ES^(TM)-fabric织物增强双马来酰亚胺树脂(牌号:6421)基复合材料(ES^(TM)-fabric/6421),对其进行动态力学热分析(DMTA),还进行了冲击阻抗及冲击后压缩性能研究,并利用荧光显微镜分析其增韧机理,同时研究对比了未增韧U3160织物增强6421树脂基复合材料(ES-0)的性能。DMTA分析结果显示,ES-0仅有一个源于BMI基体树脂的玻璃化转变温度(T_(g)),增韧后复合材料出现了两个T_(g):191~195°C的松弛峰源于增韧剂PES,230~250°C的松弛峰源于BMI基体树脂。低速冲击结果显示,ES-0试样的初始损伤载荷(DTL)降低非常显著。增韧复合材料的DTL远高于ES-0试样,且与最高峰值载荷相同;随着增韧剂增多,DTL增大,冲击损伤面积减小。荧光显微结果显示:ES-0试样的冲击损伤以分层破坏为主。增韧复合材料在压头下方产生了大量层内和层间基体裂纹,且冲击背面的铺层破裂更加严重,其锥形冲击损伤范围要小于ES-0试样。ES-0试样的冲击后压缩强度(CAI)为144.66 MPa,增韧复合材料ES-15,ES-25和ES-35的CAI值分别依次增大为205.85,265.74 MPa和275.14 MPa。ES-0试样经冲击后压缩破坏后结构中出现了大量分层,结构无显著的劈裂;ES-15试样存在大量的纤维铺层劈裂及显著的基体裂纹;ES-25试样和ES-35试样以铺层剪切破坏为主,这些损伤会吸收大量能量,从而导致高的CAI值。

摘要： 基于Abaqus扩展有限元分析手段,通过断裂力学方法分析翼身对接区结构设计类型(单路传力结构和多路传力结构)的损伤容限特性,并做了对比研究,阐明多路传力结构在损伤容限方面的性能优势.以结构裂纹扩展寿命以及剩余强度为设计目标,以翼身对接区结构构型为优化变量,确定具有良好较好止裂能力的结构形式,为机型的重要对接区结构损伤容限设计提供参考.

摘要： 本文用两种方法模拟五长桁胶接壁板试件,一种是将结构胶层按照刚度等效的原则模拟成类似的铆接壁板,应用位移协调法进行损伤容限分析,另一种是应用有限元素法建有限元模型来模拟胶接壁板,分析其损伤容限特性.对比两种分析方法得到的应力强度因子修正系数与试验数据的关系,应用Nasgro4.22软件计算壁板裂纹扩展寿命及剩余强度,将两种分析方法得到的裂纹扩展寿命曲线与实验结果进行对比分析,确定胶接壁板损伤容限分析的工程适用的分析方法.为工程胶接壁板损伤容限分析提供参考方法.

摘要： 为了获得某飞机机翼下壁板搭接区铆钉孔损伤容限特性,依据搭接区基本结构,结合国军标损伤容限的具体要求,在初始角裂纹模式下,采用商用损伤容限分析软件NASGRO对结构在损伤容限谱载下进行了分析.同时对不同裂纹长度下结构的剩余强度进行了计算,得出了裂纹扩展长度和剩余强度随时间变化的曲线.本文的分析方法可以用于飞机其它部位的损伤容限分析.

摘要： 编写MSC.Nastran优化代码,对两种复合材料壁板优化分析方法进行了阐述,即首先对翼盒支持的复合材料加筋壁板,在强度、刚度、损伤容限约束下进行了优化分析,给出详细铺层结果,减重18.5％;再者避免建立大规模模型,对独立的舱门壁板进行多约束优化、选型比较,即单向刀片与网格加筋的形式对比,结果表明网格加筋更优;最后对复合材料网格加筋舱门引入屈曲约束进行减重,屈曲因子由12.9降到3.8.本文方法可广泛用于复合材料加筋板的优化分析,对工程实际极具参考价值.

摘要： 适航条例规定飞机设计必须采用损伤容限设计.根据飞机损伤容限试验的特点,提出了损伤容限试验系统的设计方案.简要说明了该试验系统的结构与设计方法,重点阐述了试验台架的设计及试验防失稳系统的设计,并着重对试验台架强度的计算方法和防失稳系统的特点进行了详细说明,最后对测控系统的创新技术应用进行了介绍.该系统已成功应用于Y12F机型的飞机裂纹扩展迟滞模型研究试验等多项损伤容限试验,运行效果良好,完全满足试验对台架的强度要求,保证了对试验件载荷施加准确性及防失稳要求.

摘要： 损伤容限设计方法作为结构的重要设计方法广受重视,疲劳裂纹扩展曲线作为疲劳寿命评定标准直接关系到寿命评定的安全性和可靠性.为研究疲劳寿命评定中的结构几何形状相关性,本文主要采用CT、SENB3和SENT三种标准试样,通过低应力比下试样几何形状对疲劳裂纹扩展行为的研究,进一步优化疲劳寿命评定.试验结果表明,试样几何形状主要对近门槛值区的疲劳裂纹扩展影响较大;CT试样和SENB3的结果相近,结果相对保守,SENT试样扩展最慢;裂纹闭合是试样几何形状影响的主要因素,CT和SENB3试样适用于高拘束结构的疲劳寿命评定,SENT试样适用于低拘束结构的疲劳寿命评定.

摘要： 设计了3个1/2缩尺两层两跨RC平面框架结构试件,对其进行了拟静力加载试验,其中2个试件完好时加固,1个试件加载受损后再进行加固,框架结构的节点及梁柱端均采用FRP加固.对比分析了FRP加固RC框架的破坏形态、承载能力、承载力退化、刚度退化、延性、耗能能力等.结果表明:试件加载至荷载下降到峰值荷载的85％为止,FRP加固RC框架结构均未产生严重破坏,滞回环较为饱满,有捏拢现象,承载力及刚度退化缓慢;较之普通RC框架,FRP加固节点的框架结构延性和耗能能力明显提高,具有良好的抗震性能;CFRP加固框架的承载能力、承载力退化、刚度、延性、耗能能力均优于CFRP/GFRP层间混杂加固的效果,但前者的变形能力及损伤容限提高程度不及后者;受损后CFRP加固框架的承载能力、刚度、延性、耗能能力均低于完好加固的效果.

摘要： 结构在静态载荷下的裂纹起裂或在韧性材料中裂纹低速(准静态)扩展问题,作为静态断裂理论和技术已经获得了比较深入系统的研究和广泛的工程应用.然而对于结构的动态断裂问题,各方面研究还显得很不成熟.本文尝试对飞机薄壁结构动态断裂——裂纹快速扩展问题进行数值仿真研究.在对当前损伤容限分析技术简要介绍后,针对飞机服役中常存在的结构受动载作用发生起裂以及薄壁结构受静载作用裂纹快速(动态)扩展问题进行了理论和仿真技术探讨,运用商业有限元软件对裂纹动态扩展过程中的关键参量——动态应力强度因子(注:一个与静态断裂的应力强度因子相对应的动态断裂概念)进行了数值求解,最后给出了飞机典型薄壁结构裂纹动态扩展仿真分析结果和应用前景展望.

摘要： 为了提高钢筋混凝土柱的抗震性能,在其潜在的塑性铰区采用纤维增强混凝土代替普通混凝土,设计了6根剪跨比为3、柱内箍筋配置较少的钢筋混凝土柱试件,进行了拟静力试验.通过改变纤维增强混凝土区高度、轴压比、混凝土强度,观测试件在低周反复水平荷载作用下的开裂和破坏过程,研究其滞回特性、变形能力及耗能能力.结果表明,与普通钢筋混凝土柱相比,塑性铰区采用纤维增强混凝土且柱内箍筋配置较少的柱,其破坏形态为纵向受力钢筋弯曲屈服后的剪切破坏,具有较好的变形能力和损伤容限；纤维增强混凝土区高度对其变形能力和耗能能力有明显影响；局部使用纤维增强混凝土可以减少约束箍筋和抗剪箍筋用量.

摘要： 桥梁是为满足交通功能的构筑物.现代桥梁钢结构由结构钢加工单元经焊(栓)连接组成为复杂的受力系统,有明确的承载安全和服役耐久性要求.虽然设计者依相关设计规范按满足强度、刚度、稳定性为承载力目标进行设计,(甚致人为增大安全系数)但并不能幸免于服役期内桥梁结构的破坏发生.究其原因，结构的安全与耐久并不能简单归结为承载力不足(往往强度富裕甚多)。随着焊接技术的广泛使用，20世纪以来，国外所发生的多起桥梁钢结构破坏事故均由于局部损伤扩展所致。由于难以发现和难以修复，最短服役寿命仅10余年。国内桥梁钢结构因损伤导致局部破坏的实例近几年时有发生，结构损伤构成了对桥梁安全与耐久性最大的威胁。在引起设计者对焊接结构损伤、损伤扩展，以及结构系统失效过程关注的同时，也引发了人们对如何保证桥梁钢结构系统完整性的思考。目前国际焊接学会推出的建立在保证焊接结构完整性和可用性基础上的“合于使用评定指南”以及国际公认的英国中央电力局所提“带缺陷焊接结构完整性评定方法”值得设计借鉴和参考，完整性设计涉及的主要内容一方面考虑了传统的强度和刚度要求，另一方面又强调了关联耐久的损伤和断裂，并要求从两方面同时保证结构的使用目标，具有系统性、整体性、与综合性的特点。

摘要： 本申请提供一个可以满足试航要求的飞机全尺寸复合材料扰流板的容限强度试验方法，在一个试验件上综合考虑了制造缺陷和冲击损伤、作动器力臂、机翼变形的影响，节省了试验件的研制费用，既能充分考核扰流板结构，又能缩短试验周期。

摘要： 本发明公开了一种以分层面积作为评估指标的含分层损伤层合板损伤容限表征方法，包括以下步骤：(1)基于含分层损伤复合材料层合板的边界条件和分层损伤参数建立其数学模型；(2)基于里兹法假设层合板变形场的形函数，并结合一阶剪切变形理论进行层合板的屈曲过程和屈曲载荷求解；(3)基于断裂力学方法预测层合板内部分层损伤的扩展过程及其失效载荷；(4)以分层面积作为评估指标，将含不同分层损伤的层合板的屈曲和失效载荷进行线性拟合得到含分层损伤层合板损伤容限的表征关系式。本发明基于理论方法预测含分层损伤层合板的屈曲、分层扩展和失效过程，并采用分层面积作为评估指标来对含分层损伤的层合板损伤容限进行表征，可显著提高计算效率，降低试验成本。

摘要： 本发明公开了一种获得高损伤容限钛合金的热处理方法，通过β热处理调控原始组织形貌，随后采用双重退火处理调控出一种具有由体积分数10%‑40%的触须状初生α相以及β转变组织的双态组织，这种特殊的触须状初生α相因为相比传统双态组织中的等轴α相具有更大的比表面积以及更细小的尺寸，其能够面对损伤裂纹扩展时，阻碍裂纹萌生与长大，使疲劳裂纹扩展需要沿初生α相行进更大的距离，进而能够使其相比传统钛合金组织具有更高的抗疲劳裂纹扩展的能力以及高温蠕变性能。

摘要： 一种航空用高损伤容限7系铝合金厚板，属于铝合金厚板生产制造技术领域，包括如下质量百分比的物质组成：0‑0.07％的Si，0‑0.08％的Fe，1.3‑1.8％的Cu，0‑0.06％的Mn，2.0‑2.5％的Mg，0.19‑0.22％的Cr，5.4‑6.0％的Zn和0‑0.06％的Ti，余量为Al和杂质。本发明在精确控制Fe、Si含量的基础上，通过采用多级均匀化来消除大尺寸铸锭偏析及残留第二相含量，并进一步通过大下压量多级热轧工艺技术来获取亚结构组织状态的方式，提高了铝合金厚板的损伤容限。

摘要： 本发明公开了一种以分层面积作为评估指标的含分层损伤层合板损伤容限表征方法，包括以下步骤：(1)基于含分层损伤复合材料层合板的边界条件和分层损伤参数建立其数学模型；(2)基于里兹法假设层合板变形场的形函数，并结合一阶剪切变形理论进行层合板的屈曲过程和屈曲载荷求解；(3)基于断裂力学方法预测层合板内部分层损伤的扩展过程及其失效载荷；(4)以分层面积作为评估指标，将含不同分层损伤的层合板的屈曲和失效载荷进行线性拟合得到含分层损伤层合板损伤容限的表征关系式。本发明基于理论方法预测含分层损伤层合板的屈曲、分层扩展和失效过程，并采用分层面积作为评估指标来对含分层损伤的层合板损伤容限进行表征，可显著提高计算效率，降低试验成本。

摘要： 本发明属于钛合金热加工领域，具体涉及一种高强高韧损伤容限型钛合金螺栓锻件制备方法。采用一个锻造火次内挤压和卧锻两种锻造方法结合的锻造工艺，获得均匀的网篮组织钛合金螺栓锻件。该方法简单可行，易于操作。

摘要： 本发明涉及一种概率损伤容限评估分析方法，将随机性对零件剩余强度影响小、分布相对集中的参数近似为确定值，将随机性对剩余强度影响大、分散度大的参数作为变量，通过概率损伤容限分析，确定断裂韧度、应力极值、剩余强度许用值、初始裂纹尺寸和临界裂纹尺寸重要参数的概率密度与分布；进一步进行裂纹扩展分析，确定裂纹扩展速率和裂纹尺寸变化规律，确定裂纹扩展寿命；根据概率断裂力学理论对裂纹扩展的随机性进行分析，确定裂纹尺寸下零部件裂纹扩展寿命概率密度函数，或者循环次数下的零部件失效概率；再使用常见概率分布函数拟合裂纹扩展寿命分布，实现对裂纹扩展的寿命进行预测和风险评估。能够非常精确地反映裂纹扩展寿命曲线。

摘要： 本发明公开了一种获得高损伤容限钛合金的热处理方法，通过β热处理调控原始组织形貌，随后采用双重退火处理调控出一种具有由体积分数10%‑40%的触须状初生α相以及β转变组织的双态组织，这种特殊的触须状初生α相因为相比传统双态组织中的等轴α相具有更大的比表面积以及更细小的尺寸，其能够面对损伤裂纹扩展时，阻碍裂纹萌生与长大，使疲劳裂纹扩展需要沿初生α相行进更大的距离，进而能够使其相比传统钛合金组织具有更高的抗疲劳裂纹扩展的能力以及高温蠕变性能。

摘要： 一种航空用高损伤容限2系铝合金厚板的制备方法，包括如下步骤：步骤一：将铸锭采用双级加热工艺；步骤二：步骤一均热后的铸锭推进加热炉中，预加热温度470‑485°C，保温2‑10h，开始轧制，控制终轧温度小于等于350°C，热粗轧从440mm后热轧粗轧至25‑40mm厚度，采用30‑35道次热轧工艺；步骤三：步骤二热轧完成后，热轧板材在辊底炉中控制温度495‑500°C下固溶，保温时间控制在60‑90min，进行淬火处理；步骤四：步骤三淬火后的板材在放置8‑14h内进行预拉伸，拉伸变形量控制的2.0‑3.0％之间，预拉伸后自然时效96h。本发明板材的性能指标均满足国际标准CMS‑AL‑103力学性能满足标准并且有较高的余量，断裂韧性值高于50MPa.m1/2，超声噪音符合ASTMB594标准要求。

摘要： 本发明涉及一种蠕变疲劳载荷作用下高温管道的损伤容限评定方法及系统，涉及损伤容限领域，方法包括：建立含有不同尺寸裂纹的管道有限元模型并进行数值计算，得到管道内裂纹尖端的应力强度因子；获取裂纹扩展模型和管道裂纹尺寸；根据管道裂纹尺寸确定蠕变疲劳裂纹扩展速率；根据应力强度因子和蠕变疲劳裂纹扩展速率计算裂纹扩展寿命；根据管道裂纹尺寸确定断裂韧性；根据断裂韧性和管道裂纹尺寸计算管道的剩余强度；根据裂纹扩展寿命和剩余强度，构建蠕变疲劳载荷作用下高温管道的损伤容限评定图。本发明能够为管道结构的损伤容限评定提供思路，助力管道的断裂评定和剩余寿命预测，并对其结构的维护和检修提供指导建议。