摘要：为验证某飞机机翼下壁板紧固孔细节原始疲劳质量是否满足设计要求,建立了评估其原始疲劳质量的有效方法。首先完成了螺栓连接试验件的疲劳试验及疲劳断口判读,建立了3种不同应力水平下的裂纹萌生时间分布,并在此基础上获得通用当量初始缺陷尺寸分布;提出一种可靠度为95%的细节疲劳寿命预测方法,基于经济寿命准则,实现对紧固孔细节的原始疲劳质量评估;最后使用此方法与基于满足双95%要求的EIFS值对飞机机翼下壁板紧固孔原始疲劳质量进行了评估,结果表明,该飞机机翼下壁板紧固孔细节原始疲劳质量满足设计要求。

摘要：为研究加工工艺对 70 75 T73 5 1铝合金飞机装配紧固孔表面质量的影响 ,通过扫描电子显微镜和光学显微镜 ,分别对 5种不同制孔工艺所产生的表面微观形貌和表层组织变化进行了观察和分析。结果表明 ,钻扩铰多步慢进给工艺和一步复合制孔工艺所加工出的表面 ,平整、光滑、加工缺陷少、晶格变形小、变质层薄 ;而其它工艺条件下 ,孔表面微观形貌复杂、加工纹路紊乱、表面缺陷多、晶格畸变大 ,变质层厚 ,这些加工状况 。

摘要：为了对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量进行评估,本文首先对飞机机翼缘条结构中常用的BXXX铝合金紧固孔试件分别开展了高、中、低3种应力水平下的疲劳试验,通过断口判读和反推得到3组关于裂纹长度a和疲劳寿命t的(a−t)数据,在此基础上应用当量初始缺陷尺寸(EIFS)控制方程对每个试件的EIFS值进行计算并初步评估,验证了在不同应力水平下紧固孔结构细节的EIFS无显著性差异;得到了紧固孔结构细节的裂纹萌生时间(TTCI)分布,在指定应力水平下对紧固孔结构细节95%置信水平下的经济寿命进行预测,并与设计寿命进行对比,提出了一种不同超越概率P下的结构细节当量初始缺陷尺寸模型,基于给定5%的裂纹超越概率,对结构细节的通用EIFS分布进行评估.通过以上对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量的三重评估,得到综合评估结果:飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量满足要求.

摘要：利用标识载荷试验技术,将具有两种不同显微组织TC4钛合金分别在三种应力水平下进行疲劳试验,在光学显微镜下对疲劳裂纹扩展断口进行观察,获得裂纹扩展过程中不同循环周次下的裂纹长度,以此建立了表征TC4钛合金原始疲劳质量的通用EIFS分布。研究结果显示钛合金双态组织比片层组织具有更好的原始疲劳质量,双态组织具有较高的疲劳裂纹萌生寿命及裂纹扩展系数。此外还分析了双态组织中添加标识载荷的疲劳断口形貌,认为其疲劳断口标识线的形成是由于加入标识载荷后,应力强度因子范围发生变化,导致疲劳裂纹扩展过程中断裂模式发生改变,从而在断口上形成了可判读的标识线。

摘要：检测了 5种制孔工艺在飞机装配紧固孔内所产生的表面周向残余应力 ;分析了影响残余应力的因素 ;

摘要：分析了发动机摇臂轴紧固孔深度尺寸特点,针对传统测量方法无法快速测量的问题,提出了一种深度测量专用检具的设计方案,深入研究了被测孔的技术要求、测量原理以及检具关键结构设计,详细描述了检具操作方法。所设计的专用检具能快速准确地测出摇臂轴紧固孔深度尺寸,大大提高了检测精度和检测速度。

摘要：本文通过对汽车门内护板加工的现状分析,针对传统的内护板紧固孔钻孔机床加工精度低、加工范围小、加工工序繁琐和自动化程度低等问题,进行了门内护板紧固孔钻孔机床的加工流程的分析和设计。文中设计了该机器的总体布局、分析了工作原理并对各部分进行了设计。通过本设计将可以提高汽车内护板紧固孔加工的质量和生产效率,实现门内护板紧固孔的精确加工。

摘要：针对飞机结构紧固孔的各种超差问题,按孔轴配合技术要求,介绍了重新确定孔、轴补加工极限尺寸的方法及注意事项。

摘要：利用脉宽30 ns的钕玻璃激光器对7050铝合金紧固孔进行激光冲击强化,采用先强化材料表面,再钻紧固孔的方式对双联疲劳试件进行强化,并在飞机中机身随机载荷条件下进行疲劳试验。试验结果表明:激光冲击强化后的紧固孔的疲劳寿命比未强化紧固孔的疲劳寿命提高1.5倍,强化后紧固孔的裂纹均起裂于次表层,且出现多个疲劳裂纹源。疲劳增益主要得益于激光冲击强化后紧固孔周围为残余压应力分布,强化表层的较小的冷作硬化程度,以及超高应变速率塑性应变引起的高密度位错,激光冲击强化技术可有效提高小尺寸紧固孔的疲劳寿命。

摘要：提出了一种检测孔径尺寸装置的设计方案,详细描述了通止量规的设计计算方法以及关键结构件的设计。所设计的检测装置结构紧凑、制作成本低,提高了检测精度和检测速度。