疲労実験と故障メカニズム航空機チタンアロイ翼 - ボディ接続ジョイントの分析

特定のタイプの航空機のリアビームでチタン合金合金翼翼接続ジョイントを研究オブジェクトとして採取し、この研究で故障メカニズムを分析し、実際の飛行荷重下での翼体接続ジョイントの構造的安全性を検証しました。第一に、この研究では、テスト前のテストシステムの負荷システムと測定システムの妥当性を検証し、テストの再現性を分析して、実験データの精度を確保しました。その後、テストピースは、飛行離陸と着陸の400,000のランダム負荷テスト、100,000のクラスA負荷テスト、地下敷地の負荷テスト、および地下航空荷重テストの下で破壊されたテストピースを受けました。最後に、接合部の疲労骨折のメカニズム分析と構造的安全検証は、ステレオ顕微鏡と走査型電子顕微鏡を使用して実行されました。結果は、フレッティング疲労が亀裂開始の主な原動力であり、亀裂は安定した成長段階で重大な疲労損傷特性を示し、パリの法則に従うことを示しています。最終的な骨折領域に入ると、関節は主に延性骨折を経験し、骨折前のディンプルや裂け目などの典型的な塑性変形の特徴を備えています。関節の疲労亀裂の成長挙動は、パリの法則を使用して定量的に分析され、計算された亀裂成長期間寿命は207,374の負荷でした。この結果は、亀裂開始ライフが完全なライフサイクルの95.19％を占めていることを証明しています。これは、400,000の着陸と離陸の設計要件よりもはるかに高いことを示しています。航空機の運用の安全性。この研究は、航空機構造の安全性と信頼性を改善する上で非常に重要です。

Taking the titanium alloy wing-body connection joint at the rear beam of a certain type of aircraft as the research object, this study analyzed the failure mechanism and verified the structural safety of the wing-body connection joint under actual flight loads. Firstly, this study verified the validity of the loading system and the measuring system in the test system through the pre-test, and the repeatability of the test was analyzed for error to ensure the accuracy of the experimental data. Then, the test piece was subjected to 400,000 random load tests of flight takeoffs and landings, 100,000 Class A load tests, and ground-air-ground load tests, and the test piece fractured under the ground-air-ground load tests. Lastly, the mechanism analysis and structural safety verification of the fatigue fracture of the joints were carried out by using a stereo microscope and scanning electron microscope. The results show that fretting fatigue is the main driving force for crack initiation, and the crack shows significant fatigue damage characteristics in the stable growth stage and follows Paris' law. Entering the final fracture region, the joint mainly experienced ductile fracture, with typical plastic deformation features such as dimples and tear ridges before fracture. The fatigue crack growth behavior of the joint was quantitatively analyzed using Paris' law, and the calculated crack growth period life was 207,374 loadings. This result proves that the crack initiation life accounts for 95.19% of the full life cycle, which is much higher than the design requirement of 400,000 landings and takeoffs, indicating that the structural design of this test piece is on the conservative side and meets the requirements of aircraft operational safety. This research is of great significance in improving the safety and reliability of aircraft structures.