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World File Search System疲劳失效
结构寿命延长以实现苏霍伊 Su-30MKM 的结构完整性
摘要：马来西亚皇家空军大多数战斗机的机身结构已服役 10 至 20 年。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性成为其适航性评估的依据。使用各种无损检测方法确定飞机结构在超过 10 年的运行后的当前状况，并总结了它们的结果。此外，虽然有六个关键位置，但选择了翼根，因为它最有可能出现疲劳失效。使用模拟分析进一步分析了疲劳寿命。这有助于开发维护任务卡，并最终有助于延长战斗机的使用寿命。RMAF 使用安全寿命或损伤容限的概念作为其疲劳设计理念，采用了飞机结构完整性计划 (ASIP) 来监测其战斗机的结构完整性。在当前预算限制和结构寿命延长要求下，RMAF 已着手采用无损检测方法和工程分析。该研究成果将增强马来西亚皇家空军舰队其他飞机平台的 ASIP，以进行结构寿命评估或使用寿命延长计划。
Su-30MKM 水平对置式发动机疲劳裂纹扩展预测...
关键的飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用疲劳寿命评估和裂纹扩展预测来监测其关键部件的结构完整性。使用了各种方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。选择水平稳定器凸耳是因为它具有最高的疲劳失效可能性。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 Nastran 来模拟裂纹扩展。使用数值结果验证了裂纹扩展分析的结果。结论是，基于疲劳寿命循环，结构状态不会受到严重损伤，其失效大约在100万次循环左右，而耳片底部裂纹扩展位置是关键位置。研究成果将以延长耳片的结构寿命为目标。
铝制船舶结构止裂装置的开发
SSC 2010 财年项目建议：制定确定船体残余应力的通用设计指南 提交人：Sreekanta (Sree) Das，加拿大温莎大学。1.0 目标。1.1 船体是船舶的主要结构部件，通常由加强钢板制成。钢板通过焊接加强筋来加强。焊接过程会产生残余应力，这会导致裂纹萌生和裂纹扩展的潜在问题。已完成一些研究，以确定由带有一个或两个加强筋的钢板组成的船体部件中残余应力纵向分量的分布。然而，需要进行详细的研究以制定全面的设计指南，供船舶制造商、航运业和结构工程师用来确定残余应力所有三个法向分量的真实分布。因此，拟议项目旨在开展一项详细研究，以制定一般准则，帮助确定船体所有位置和三个方向的残余应力的所有三个分量。这项研究还将考虑焊接过程中的停止和启动以及加强筋的突然终止的影响。最先进的中子衍射 (ND) 方法将用于实验研究中残余应变的精确测量。非线性有限元 (FE) 建模将用于详细的参数研究。2.0 背景。2.1 船体结构由钢板制成，钢板由钢梁和大梁加固。结构部件（梁、大梁、板）通过焊接连接。焊接过程会在板材中产生大量热量输入，因此，当加固板冷却时会产生局部残余应力。船舶承受连续的循环载荷，因此疲劳失效和疲劳寿命是船舶结构的主要设计考虑因素之一。由于应力集中和残余应力的存在，大多数疲劳裂纹和随后的疲劳失效都始于两个结构部件之间的连接处。已经完成了大量研究工作，以确定考虑残余应力影响的船体结构疲劳寿命。在这些研究中，假设残余应力的纵向分量具有理想化且非常简单的分布，尽管人们知道残余应力分布取决于几个因素，包括 (i) 焊接过程中产生的热输入水平、(ii) 母钢板的厚度和 (iii) 加强筋的间距。最近完成的项目 SR-1456 考虑了热输入水平
飞机结构疲劳
简介 vl 合同可靠性验收程序—j。DE s. COUTINHO 。。3 直升机旋翼叶片使用寿命验证的新技术 K. B. AMER、R. J. SULLIVAN 和 J. D. EAKIN 36 冗余结构的疲劳失效—R。A. HELLER 和 R. c. DONAT 55 可靠性的材料方面—A。M. FREUDENTHAL 67 某些铝和钛合金的随机载荷疲劳裂纹扩展行为—s。H. SMITH 74 高性能军用飞机疲劳能力评估 E. D. BOUCHARD 101 讨论 132 适用于飞机疲劳寿命的散射因子的开发— L. F. IMPELLIZZERI 136 讨论 157 铝和钛合金未加工、机械加工和化学加工板的疲劳试验—R.E. WHALEY 158 循环扭转与轴向载荷的相互作用—MARIA RON AY 176 锻造 ZK60A-T5 镁和 2014-T6 铝轮的滚动疲劳试验—R.D. BEHR AND s. CAMPBELL 190
玻璃纤维增强复合材料的疲劳寿命行为...
摘要：玻璃纤维增强复合材料 (FGRC) 具有优异的机械性能、低成本和耐腐蚀性，可用于替代汽车部件制造中的大部分金属。FGRC 在受到恒幅载荷 (CAL) 时会发生疲劳失效。然而，对 FGRC 行为的研究仍然缺乏预测工程和分析工具，主要是因为对这些材料行为的了解不足，包括它在受到变幅载荷 (VAL) 时的完整性。因此，本研究旨在研究欠载对不同层压板取向的 FGRC 疲劳寿命行为的影响。增强材料使用具有 [0/90]° 和 [±45]° 取向的单向玻璃纤维，并选择短切原丝毡来研究周期性欠载的影响。同时使用聚酯树脂作为基质材料。FGRC 复合材料采用手工铺层技术制造，根据 ASTM D3039 进行拉伸试验，根据 ASTM D3479 进行疲劳试验。结果表明，与 CAL 结果相比，欠载效应使 FGRC 的疲劳寿命行为从实际值下降 1.4% 到 18%。
玻璃纤维增强复合材料在欠载条件下的疲劳寿命行为
摘要：玻璃纤维增强复合材料 (FGRC) 具有优异的机械性能、低成本和耐腐蚀性，可用于替代汽车部件制造中的大部分金属。FGRC 在受到恒幅载荷 (CAL) 时会发生疲劳失效。然而，对 FGRC 行为的研究仍然缺乏预测工程和分析工具，这主要是因为对这些材料的行为（包括其在受到变幅载荷 (VAL) 时完整性）的了解不足。因此，本研究旨在调查不同层压板取向的 FGRC 的欠载对疲劳寿命行为的影响。增强材料使用具有 [0/90]° 和 [±45]° 取向的单向玻璃纤维，并选择短切原丝毡来研究周期性欠载的影响。同时使用聚酯树脂作为基质材料。FGRC 复合材料采用手工铺层技术制造，根据 ASTM D3039 进行拉伸试验，根据 ASTM D3479 进行疲劳试验。结果表明，与 CAL 的结果相比，欠载效应会使 FGRC 的疲劳寿命行为从实际值下降 1.4% 到 18%。
马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性计划 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择翼根是因为它最有可能疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果与数值结果进行了验证。结论是，基于疲劳寿命循环，机翼根部结构状况不会受到严重损坏的影响，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间约为 30 至 100 年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将致力于延长飞机机翼的结构寿命。
文章 马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长的关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性程序 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择了机翼根部，因为它最有可能出现疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果通过数值结果进行了验证。结论是，根据疲劳寿命循环，机翼根部结构状态不会受到严重损伤，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间都约为30至100年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将对延长飞机机翼的结构寿命产生重要影响。
预测和剩余使用寿命 (RUL) 估计...
第一种方法需要在正常或故障条件下建立系统行为的精确物理模型。当将从传感器捕获的数据与模型的预测进行比较时，可以推断出系统的健康状况。第二种方法使用过去行为的数据来确定当前性能并预测剩余使用寿命 (RUL) (Yakovleva & Erofeev，2015)。物理方法包括失效物理模型。另一种方法是使用简单的裂纹扩展模型来预测受疲劳失效机制影响的系统的 RUL。基于模型的技术需要结合实验、观察、几何和状态监测数据来估计特定失效机制造成的损害。数据驱动技术源自使用历史“运行至失效”(RTF) 数据。这些技术通常用于基于预定失效阈值的估计。可以使用“小波包”分解方法和/或隐马尔可夫模型 (HMM)，因为时频特征比单纯的时间变量能提供更精确的结果。然而，使用历史数据预测资产寿命的方法需要了解资产的物理性质（Okoh 等人，2016 年）。数据驱动的 RUL 估算方法是本章的主题。
使用聚合物的高可靠性二级互连...
这会在焊料互连（BGA 接头）上产生周期性剪切载荷，最终导致其疲劳失效。如图 1 所示，基板尺寸（DNP）的增加和膨胀系数（∆ α）的差异会增加剪切应变，从而降低机械可靠性。另一方面，增加 BGA 间距会提高可靠性。因此，更大的 BGA 球被认为有利于提高机械可靠性。但从电气性能的角度来看，较小的互连几乎总是更可取的，尤其是对于高速数字线路，以最大限度地减少信号损失。电气期望和机械性能之间出现了经典的困境。有许多可用的选项，并且已经尝试过弥补这一差距。其中一些方法包括，在基板和 PCB 板之间使用中介层，使用 BGA 焊球和类似环氧树脂的材料（底部填充）来提高可靠性。所有这些选项确实提高了可靠性，但这些都是过程中的额外步骤，会大幅降低产量并增加成本。图 2 显示了各种高可靠性选项及其优缺点 [2]。因此，替代解决方案不仅需要具有更高的可靠性，还需要成为现有工艺的直接解决方案，并且还具有良好的电气性能。这让我们想到了聚合物涂层焊球。