飞机结构损伤光固化复合材料疲劳寿命研究

疲劳裂纹的萌生和扩展是材料在变载荷作用下的主要失效形式.试验针对飞机光固化复合材料修理补片的疲劳寿命进行了测试,并考核了不同修理工艺(半宽度胶接、全宽度胶接及铆接修理)试样的疲劳寿命,为确定最佳修理工艺提供了试验依据.     

飞机结构损伤光固化复合材料疲劳寿命研究

疲劳裂纹的萌生和扩展是材料在变载荷作用下的主要失效形式。试验针对飞机光固化复合材料修理补片的疲劳寿命进行了测试，并考核了不同修理工艺（半宽度胶接、全宽度胶接及铆接修理）试样的疲劳寿命，为确定最佳修理工艺提供了试验依据。     

复合材料胶接修补技术的实验研究

通过静强度和疲劳寿命对比试验,证实了在含裂纹的铝合金的裂纹部位,胶接碳／环氧复合材料补片的修理方法的可行性和有效性。实验结果表明,裂纹板经胶接修补后,其静强度和疲劳寿命均有显著的提高,这为实际结构的胶接修补工作积累了可靠的实验数据。     

损伤复合材料层板胶接修理强度分析

对于飞行器复合材料结构在制造和服役中产生的缺陷损伤,一种常用的外场临时修理方法是在受损结构的外表面胶接复合材料补片来进行补强。本文采用“双板—弹簧元”和“三板—弹簧元”修正有限元模型分别对层合板的穿透型损伤和半穿透型损伤的临时修理进行强度分析,并进行了相关的强度试验验证。根据计算和试验结果对补片直径、厚度等修理参数对修理效果的影响进行了分析,并提出了合理选择修理参数的一般原则。     

损伤复合材料层板胶接修理试验研究

胶接修理是弥补复合材料结构在制造和服役过程中产生的损伤与缺陷的主要方法之一。文中通过强度试验研究在复合材料层板外表面粘接复合材料补片这种临时修理方法的实际效果，并讨论主要修理参数——补片直径、厚度、铺排方式的影响。     

复合材料修补结构疲劳寿命分析方法研究

结合工艺方法,研究典型缺陷损伤的修理方法,针对复合材料修补结构应力分布复杂的特点,在剩余强度衰减模型的基础上引入局部应力应变法的分析思想,建立起复合材料修补结构的疲劳寿命预测模型。通过建立修补结构的力学分析模型,在分析了修补结构的危险部位和应力集中的基础上,利用寿命预测模型,分析和讨论补片直径和补片厚度两个修补参数对修补结构疲劳寿命的影响规律。     

基于有限元法的飞机蒙皮裂纹加强补片优化设计

胶接增强修复补片的可设计性是胶接技术的优点之一,科学设计飞机结构损伤部位的增强补片是保证修补效果的重要因素。本文利用 ANSYS 软件对飞机2024蒙皮裂纹复合材料增强补片进行三维有限元建模与仿真计算,计算了复合材料单级补片和多级补片边缘胶层最大剪应力,给出了飞机2024蒙皮裂纹单侧修补时的补片优化设计参数。计算表明,用复合材料增强修补铝合金蒙皮裂纹时,补片应设计成多级形式;当补片级数超过5级时,补片边缘的胶层剪应力显著减小,与单级补片相比,其最大剪应力下降了85%。     

真空辅助湿法斜接型挖补修理后层合板拉伸性能研究

对真空辅助玻璃纤维增强复合材料斜接型挖补修理后结构进行了拉伸强度试验研究,获得了修理后结构最终破坏模式。分别建立了挖补修理结构中母板与补片三维有限元模型,采用了各向异性连续损伤力学模型模拟了母板与补片复合材料单向带失效模式,假定母板与补片通过黏性力接触,在真空辅助湿法挖补修理形成的无厚度二次固化界面处定义了接触面, 采用指数型软化cohesive模型模拟了界面接触属性。试验结果与数值模拟结果吻合较好,表明所采用的模型能很好地预测整个修理结构的拉伸性能。分析了整个拉伸过程中层合板斜接挖补修理结构的损伤破坏过程,发现了附加补片引起的应力集中是造成母板中薄弱层过早损伤的原因。讨论了不同斜接挖补角度对修理后结构强度的影响,结论可以引导工艺人员制订合理的修补方案。     

损伤复合材料层板胶接修理的优化设计

针对复合材料单面胶接修理结构建立力学分析模型,并通过试验验证模型的可靠性.利用该模型分析补片参数对胶接修理效果的影响,得到优化设计的补片参数.计算分析和验证试验均表明,补片直径为孔径的2～3倍、厚度为孔深的45%～60%、铺排和母板一致时,修理结构的强度恢复能达到最大值.     

损伤复合材料胶接修理后承载能力的有限元分析

对复合材料损伤构件进行胶接修理,在MTS试验机上进行拉伸试验,记录不同修理方式下,修理构件能够承受的最大载荷;用Abaqus有限元软件对修理后构件进行强度仿真,计算损伤修理构件的最大承载能力,并与试验数据进行对比。结果表明:有限元分析结果与试验结果吻合较好,误差小于10%,证明有限元模型的建立及计算方法符合工程实际要求;最佳的修补参数为复合材料修理补片纤维方向与母板纤维方向成0°/90°,补片大小为损伤面积的2～3倍,补片厚度为损伤深度的0.6～0.75倍。     

复合材料结构修理容限的确定

从工程应用的角度探讨了进行复合材料飞机结构损伤修理容限需要进行研究的相关问题，针对普通层压板和加筋板等结构的主要损伤形式，提出了针对修理容限问题较为系统的总体研究方案。结合结构的具体损伤形式指出了修理容限研究中需要进行理论分析和试验研究的内容，为不同材料同类结构修理容限的研究提供参考。     

飞机结构损伤监控系统的研究

飞机结构损伤的有效记录与控制．是飞机保持持续适航的关键。本文从基于飞机二维结构特征的观点提出了飞机损伤监控系统的新思路。该系统涵盖了损伤与修理的计算机特征描述。并采用直观的二维损伤索引定位图,方便飞机放行人员对放行飞机损伤类别的整体了解,达到时时监控。     

飞机战斗损伤基本形式研究

飞机战斗损伤的基本形式是飞机复合型战伤模式研究和飞机战伤抢修针对性训练研究的基础。针对常规作战中飞机遭到导弹和炮弹攻击的特点,通过飞机实弹打击试验和空中战伤等事例分析,研究提出了切槽、剥落、性能改变、窝坑、破孔、变形、裂缝、表面伤、烧伤、折断、缺口、连接松动、卡滞、断路、短路、接触不良和软损伤共17种飞机战伤基本形式,并分析了其形成的原因,可为飞机战伤仿真、战伤评估和战伤抢修预案的制订等提供依据。     

基才激光加工技术的飞机钛合金构件损伤快速修复新工艺

飞机钛合金构件损伤的快速修复是飞机修理工作中的难题,目前国内对此项工艺的研究甚少。本文研究了基于激光加工技术飞机钛合金构件损伤的快速修复新工艺,设计出了相应的激光修复系统,得出了修复工艺过程和主要工艺参数。应用该修复工艺可满足质量及使用要求。     

STRUCTURAL HEALTH MONITORING OF AN AIRCRAFT JOINT

A major concern with ageing aircraft is the deterioration of structural components in the form of fatigue cracks at fastener holes, loose rivets and debonding of joints. These faults in conjunction with corrosion can lead to multiple-site damage and pose a hazard to flight. Developing a simple vibration-based method of damage detection for monitoring ageing structures is considered in this paper. The method is intended to detect damage during operation of the vehicle before the damage can propagate and cause catastrophic failure of aircraft components. It is typical that only a limited number of sensors could be used on the structure and damage can occur anywhere on the surface or inside the structure. The research performed was to investigate use of the chirp vibration responses of an aircraft wing tip to detect, locate and approximately quantify damage. The technique uses four piezoelectric patches alternatively as actuators and sensors to send and receive vibration diagnostic signals.Loosening of selected screws simulated damage to the wing tip. The results obtained from the testing led to the concept of a sensor tape to detect damage at joints in an aircraft structure.     

腹鳍支座前交点锥度孔专用刀具系列的设计与应用

腹鳍支座前交点1:20锥度孔的加工余量大,加工空间受限,是飞机装配加工中的难点。为此,设计和制造了加工该孔的系列刀具并投入使用,解决了腹鳍支座前交点1:20锥度孔的加工难题。通过对刀具结构、齿形、限位方式和加工工艺等方面的创新,首次实现了在飞机上在机加工改制锥度孔,避免了飞机往返主机厂进行返修,极大地缩短了任务周期。     

飞机战伤抢修性设计探析

面对未来战场的需要,开展飞机战伤抢修性设计研究具有非常深远的意义.介绍了飞机战伤抢修性的概念及其特征,提出了一套比较系统、全面的飞机战伤抢修性设计总原则和设计准则的理论体系,为飞机战伤抢修性设计提供一定的理论参考依据.     

腐蚀对新型高强度铝合金疲劳裂纹萌生机制及扩展行为的作用

根据编制的某机场环境加速试验谱,通过腐蚀试验模拟飞机服役过程中遭受的潮湿空气、盐雾、二氧化硫、酸雨和干/湿交变等严酷条件的侵蚀作用,采用飞机主承力结构新型高强度铝合金7B04-T74,制备单边缺口拉伸(Single edge notch tension, SENT)试样进行预腐蚀和疲劳试验,分析不同程度腐蚀损伤对疲劳裂纹萌生、裂纹扩展行为和疲劳寿命的影响,揭示腐蚀对裂纹萌生及扩展行为的作用机理。结果表明,在腐蚀初期,疲劳裂纹萌生源主要为单个蚀孔,裂纹扩展路径较为平直;随着腐蚀程度的加重,在多个蚀孔处同时萌生多条小疲劳裂纹,萌生疲劳裂纹的蚀孔具有隧道效应,扩展路径不规则,形成“之”字形裂纹;疲劳裂纹萌生机制是材料第二相与腐蚀损伤之间相互竞争的结果;腐蚀导致疲劳寿命显著降低,尤其是裂纹萌生寿命,腐蚀12年试验件裂纹萌生寿命仅为未腐蚀试验件裂纹萌生寿命的2.2%。     

考虑环境腐蚀效应影响的飞机结构日历使用寿命修正方法

基于皮劳额定值ＤＦＲ与大气暴露时间Ｔ之间的关系式推导出了环境腐蚀造成的结构波劳寿命与日历使用寿命之间的关系式,从而给出了结合线笥螺积损伤理论的一种考虑环境蚀效应影响的飞机结构日历使用寿命的估算方法。     

长航时飞行器多元件随机失效模型与损伤评估

为评估飞机服役过程中出现的多元件损伤，根据元件疲劳特性建立了随机失效模型，基于元件失效寿命计算广布疲劳损伤平均行为，从而确定飞机检查修理时刻。通过五隔框机身段算例验证所提模型的有效性，研究模拟次数及概率分布模型对多元件损伤结构检修时间的影响。根据七隔框机身段疲劳试验结果进行多元件损伤评估，给出结构检查修理时刻。结果表明，评估结果与算例数据吻合良好，正态回归模型能够更好地模拟结构失效特性。