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应用腐蚀强度理论，针对安二六飞机严重腐蚀部位中翼下壁板，进行了腐蚀速度、应力腐蚀和腐蚀疲劳的估算和分析结果表明，该机腐蚀虽然严重，但其剩余强度和寿命是足够的，不影响原定首翻期和目标总寿命。
安二六飞机机翼腐蚀强度分析
【摘 要】
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应用腐蚀强度理论，针对安二六飞机严重腐蚀部位中翼下壁板，进行了腐蚀速度、应力腐蚀和腐蚀疲劳的估算和分析结果表明，该机腐蚀虽然严重，但其剩余强度和寿命是足够的，不影响原定首翻期和目标总寿命。
【机 构】
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空军第二航空学院(长春)
【出 处】
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第十届全国疲劳与断裂学术会议
【发表日期】
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2000年12期
其他文献
研究K417合金在400℃￣850℃同相(IP)和反相(OP)的热机械疲劳(TMF)行为，并且与850℃等温疲劳(IF)性能进行了比较。结果发现：K417合金IF和TMF都具有循环硬化特征， IF的循环硬化能力比TMF的要高。与等温疲劳寿命相比较，在相同机械应变幅下，TMF的寿命降低，而且同相(IP)的寿命比反相(OP)的寿命更低。
基于小波变换原理，建立了直升机怕疲劳源的诊断与控制方法与技术，它包含小波分解与重构阶数的确定、噪声信号分解、 分解信号重构以及分离信号的1/3倍频程计算等方面内容。该方法具有低频信号分辨率高和易于重构等特征，特别适合直升机的主尾桨噪声信号进行分离。应用小波诊断方法对模拟噪声信号进行分解，结果表明，分离信号与原来的信号幅值差别不小，误差均在2.3℅以内，说明：信号分离的小波分析方法可信。
研究了TiNi 形状记忆合金在零－拉疲劳和对称拉－压疲劳条件下的应变响应，并研究了频率对TiNi开关记忆合金应力变曲线形状的影响。结果表明：TiNi形状记忆合金的应力应变曲线的形状与普通金属材料相比有很大的不同。
通过试验测定焊接结构模拟试件的S-N曲线，所需试件数及试验工作量均相当可观， 工程上难以实现。该文将钛合金焊接件当量为钛合金材料的应力集中(K)试件， 引入了焊接件的当量应力集中系数K的概念，以材料疲劳性能S-N曲线为基础， 只用一组焊接件的疲劳试验寿命数据确定K，从而建立焊接件的S-N曲线，评估焊接件的疲劳特性。 并以TC4钛合金氧弧焊试件为例，阐述确定K的具体方法和结果。
针对典型切口试样颈部在拉伸试验过程中各点局部应力应变的分布状态对各点采用三维含球形微孔洞体胞模型进行了有限元模拟计算。计算表明，在所考虑的条件下，对于所用平板切口试样，切口边缘中部附近微孔洞扩张最快；对于圆棒切口试样，切口处心部微孔洞扩张最快。这些结果与通过试验确定的破坏起始部位相吻合，因而证实了微孔洞的淀化是导致试样材料在拉伸条件下破坏的主要原因，同时也证实了体胞模型用于局部破坏分析的有效性。
通过对离面约束T的深入分析，进一步提示了离面应力对三维断裂的影响。 采用大变形有限元方法对不同裂纹长度的三种几何构形进行了二维和三维数值分析，说明了离面约束参数在裂尖端场中的重要作用和分布规律，然后，利用约束理论，对塑性区尺寸和断裂参数的关系进行了讨论。
用四种不同的剩余应力计算模型和AFGROW裂纹扩展计算程序对三种不同带挤压孔试件的裂纹扩展寿命进行预测。将所有寿命预测值与试验结果相比较，结果表明：如果闭合模型选择的合理，则能准确地能计算出冷挤压后孔边的剩余应力分布，进而给出相应的裂纹扩展寿命。也探讨了影响闭合模型的计算能力和精度的因素。
为了更清楚地认识颗粒增强铝塑性差的细微观机制，进行了(AlOp/6601Al的拉伸和三点弯曲变形实验，并用扫描电镜观察了变形与断裂的细微观特征。
直接寻求翘曲函数Φ(x、y)的共轭调和函数ψ(x、y)使裂纹柱的扭转问题归结为Laplaie方程的Diriihlet问题，并利用数值法，对含裂纹圆筒形的裂纹柱的抗扭刚度和第三型应力强度因子作了数值计算。计算中使用了逐次超松弛迭代法，使计算收敛速度更快。
给出了陶瓷材料切口强度与应力速率之间的定量关系式。 AlO陶瓷试验结果表明：加载位移速率在0.01￣0.5mm/min， 弯曲强度和切口强度符合该弯曲强度与应力速率之间的表达式。当加载位移速率大于0.5mm/min以后，弯曲强度和切口强度逐渐降低， 同时不符合该关系式。采用该式可以预测上述加载位移速率范围的切口强度。