铝合金腐蚀损伤及疲劳寿命分布特性的统计研究

用AFGROW软件计算了2024-T3铝合金的不同腐蚀损伤程度下的疲劳寿命，与实验数据比较吻合.建立了对腐蚀损伤和疲劳寿命分类的概率神经网络模型，输出结果表明：铝合金的失效模式：点蚀-晶间腐蚀-剥蚀，决定了腐蚀损伤和疲劳寿命的分布类型；对铝合金的腐蚀损伤和疲劳寿命，应用3种或2种分布类型，而非单一分布来表征其分布规律.      

结构腐蚀损伤定量预测方法对比研究

用BP人工神经网络(artificial neural简称ANN)算法分别对飞机结构材料、lCrl7不锈钢腐蚀损伤数据进行学习训练，建立了腐蚀损伤与环境条件的映射模型，并预测腐蚀损伤值。分析了三种预测方法的预测精度。得到了ANN预测的精度比灰色GM(1，1)模型及Logistic模型的预测精度高，且对数据有较好的适应能力的结论；采用ANN技术定量预测飞机结构腐蚀损伤是一种较好工程方法。     

直升机尾减速器机匣疲劳试验方法研究

根据减速器机匣疲劳损伤应力循环的动、静应力包罗线方法确定了疲劳试验加载方案;根据设计载荷谱或飞行实测,确定各载荷作用点的状态载荷并编制了疲劳试验谱;根据减速器机匣的受力形式,完成减速器机匣疲劳试验装置的设计。结果表明,该试验装置既可以考虑高频动载荷的影响,又能简化疲劳试验的加载程序,明显缩短了疲劳试验的周期。     

盐雾腐蚀环境对38CrMoAl钢动态力学性能的影响

对不同周期盐雾腐蚀后38Cr Mo Al钢开展了应变速率为0.001～3000 s-1的准静态和冲击拉伸试验,研究了盐雾腐蚀环境对38Cr Mo Al钢材料在高应变率条件下动态力学性能的影响,借助数字显微镜、FT-IR、SEM、EDS等手段对盐雾腐蚀后的38Cr Mo Al钢表面形貌、腐蚀坑深度、腐蚀产物成分和断口形貌等进行了分析。结果表明,腐蚀速率与盐雾腐蚀时间正相关,腐蚀加速过程遵循幂函数特征,腐蚀产物层对38CrMoAl钢的腐蚀起到促进作用;38Cr Mo Al钢的屈服强度随着应变率的提高而提高,随着腐蚀周期的增加而降低,盐雾腐蚀后的38CrMoAl钢断口呈现多处撕裂状特征,腐蚀时间越长,撕裂状痕迹越多,撕裂状断裂使得试件断口颈缩不再是均匀发展,导致屈服后抗拉强度下降,屈强比升高。对J-C本构模型中的应变率强化项和绝热软化项进行了修正,并加入了腐蚀修正参数,使得新模型可以准确地表征38CrMoAl钢在盐雾腐蚀环境中动态力学行为。     

未渗氮和渗氮38CrMoAl钢在盐雾环境中的初期腐蚀行为

目的 研究未渗氮和渗氮38CrMoAl钢在模拟海洋大气环境中的初期腐蚀特征和电化学腐蚀行为.方法 通过对未渗氮和渗氮38CrMoAl 钢试件进行盐雾试验来模拟其在海洋大气环境中的初期腐蚀行为,并对不同腐蚀周期后的试件进行表面形貌、腐蚀速率、FT-IR、动电位极化、电化学阻抗和微区电化学分析及研究.结果在盐雾试验中未渗氮试件由点蚀逐渐发展为均匀腐蚀,渗氮件始终呈现局部腐蚀特征,且渗氮件的腐蚀速率小于未渗氮件的腐蚀速率.未渗氮和渗氮试件的腐蚀产物中均含有Fe3O4、α-FeOOH、γ-FeOOH和δ-FeOOH,渗氮件腐蚀产物层中γ-FeOOH 的含量较低.未渗氮件的自腐蚀电流密度随腐蚀时间呈增大-减小-增大的趋势,容抗弧半径呈减小-增大-减小的趋势,腐蚀6 d 时,未渗氮件的自腐蚀电流密度为147.83 μA/cm2,腐蚀反应电阻为2103.6 Ω?cm2,此时试件的腐蚀速率最低,致密的腐蚀产物层阻碍了腐蚀溶液和氧气向金属基体的扩散过程.渗氮件的自腐蚀电流密度呈增大-减小的趋势,容抗弧半径呈减小-增大的趋势,盐雾腐蚀12 d 后,渗氮件的自腐蚀电流密度为35.76 μA/cm2,腐蚀反应电阻为3021.5 Ω?cm2,渗氮件腐蚀产物层对腐蚀速率的抑制作用出现得更晚.未渗氮件在盐雾腐蚀初期,表面SKP 电位差迅速增大,试件表面形成了明显的阴极区和阳极区,随后电位差保持平稳,试件表面腐蚀向均匀腐蚀发展.渗氮试件表面电位分散程度更大,局部腐蚀特征更加明显.结论 未渗氮件腐蚀产物层的保护性能随厚度的增加而增加,但随着腐蚀时间的延长,腐蚀产物覆盖层不断增厚,由于内应力增加,腐蚀产物出现裂纹,使腐蚀产物层的保护性能下降.渗氮件在盐雾腐蚀初期起主要保护作用的是表面渗氮层,随着腐蚀的进行,渗氮层被逐渐侵蚀甚至出现裂纹,腐蚀产物层逐渐起主导作用.     

基于人工神经网络的结构腐蚀损伤定量预测

用BP神经网络算法分别对飞机结构材料，1Cr17不锈钢腐蚀损伤数据进行学习训练，建立了腐蚀损伤与环境条件的映射模型，并预测腐蚀损伤值。结果表明，ANN预测的精度比灰色GM（1，1）模型及Logistic模型的预测精度高，且对数据有较好的适应能力，将ANN技术用于飞机结构腐蚀损伤预测是可行的。     

飞机结构腐蚀损伤分布规律研究

选取四种分布对现役飞机结构腐蚀损伤进行统计特征研究。结果表明最大腐蚀深度服从三参数Weibull分布 ,该分布较好地反映了腐蚀损伤累积规律。统计检验采用Pearson统计量—线性相关系数r方法进行。满足假设分布的临界r值采用r -t分布函数变换得到。采用相关系数优化法求得三参数Weibull分布的位置参数。     

基于可靠度经济性约束的不完全维修周期研究

利用役龄回退因子对不完全维修前后系统性能的动态变化进行了描述。充分考虑到航空装备预防维修周期随维修次数的变化情况,建立了有限时间区间内基于可靠度、经济性约束的预防性维修周期优化模型。以故障时间符合威布尔分布的航空装备为例,研究装备效益、维修周期、可靠度随预防维修次数的变化率,可有效地帮助决策者针对系统采取合适的维修周期。     

铝合金结构腐蚀损伤性能评价指标

以试验为基础，结合有限元方法对遭受腐蚀损伤的铝合金结构性能进行了研究。将铝合金试验件在不同的腐蚀条件下进行预腐蚀，对预腐蚀后的试件进行疲劳加载试验。利用光学显微镜和扫描电镜对腐蚀损伤形貌进行观测和分析，对描述铝合金腐蚀损伤性能的两个关键参数：腐蚀损伤度、腐蚀损伤平均深度进行了实验观测和有限元分析。结果表明这两个参数可以作为铝合金结构腐蚀损伤性能的评价指标。     

不同液膜厚度下电偶腐蚀当量折算研究

搭建薄液膜厚度测量与控制装置,采用微距参比电极后置法组建三电极体系,测量了在3.5%(质量分数,下同)NaCl不同液膜厚度下2024铝合金和TA15钛合金极化曲线和电偶电流,得到了不同厚度液膜下两种材料的电化学动力学参数;建立了基于薄壳电流分布的Comsol腐蚀仿真模型,得出了不同液膜厚度下的电偶电流以及电偶腐蚀与无电偶腐蚀时的当量折算系数。结果表明,利用仿真模型得到的电偶电流值与试验值吻合较好,50μm液膜厚度下的电偶电流约是溶液状态的25倍,随着液膜厚度的增大,电偶电流的下降速度逐渐增大,当液膜厚度达到1 000μm时,电偶电流趋近于溶液状态;50μm和100μm液膜厚度下电偶腐蚀折算系数约为无电偶状态下的5倍,当液膜厚度超过100μm时,折算系数急剧下降,到1 000μm时无论有无电偶腐蚀其折算系数均基本趋于1。