预腐蚀铝合金腐蚀疲劳累积损伤规律研究

利用LY12CZ板材试件进行未腐蚀试件及预腐蚀后试件的二级加载及随机谱加载的疲劳和腐蚀疲劳试验,分析疲劳损伤累积的演化规律,发现LY12CZ板材试件纯机械疲劳与腐蚀疲劳累积损伤规律基本一致,且均为非线性;预腐蚀后试件与未腐蚀光滑试件高-低、低-高加载累积规律差异较大,并呈现出相反的结果;Miner理论能较好的适用于随机谱下的纯机械疲劳及腐蚀疲劳寿命估算.     

直升机复合材料尾桨叶疲劳试验研究

本文采用单点疲劳试验加载方法实现直升机复合材料尾桨叶疲劳试验挥舞、摆振、扭转方向的交变载荷协调加载，与以往多点、多向桨叶疲劳试验加载方法相比，试验设备简单，调试方便，可以达到较高的精度。复合材料桨叶在生产过程中常常在其内部带有气泡等缺陷，使得桨叶生产报废率偏高。本文主要研究这些缺陷对复合材料桨叶疲劳寿命的影响。疲劳试验结果表明，存在一定气泡缺陷的复合材料桨叶仍能满足规定的疲劳寿命。     

航天复合材料机翼疲劳试验加载技术研究

随着我国航天飞行器的不断发展,新型全复合材料结构、可重复使用航天飞行器成为了新的研究目标,因此,需要针对航天复合材料飞行器开展疲劳寿命试验技术研究。本文主要针对航天复合材料机翼疲劳试验加载技术开展研究,提出了一种可以在结构表面施加多向分布式疲劳载荷的加载系统。首先分析了机翼的疲劳载荷环境,然后根据载荷的多向性和机翼的材料特点,设计了加载垫和压式杠杆系统,并开展了相关分析和试验验证。最后应用此项技术开展了全复合材料机翼疲劳试验,试验结果表明,此加载技术能够准确、高效完成复合材料机翼疲劳试验,为复合材料机翼疲劳寿命评估研究提供帮助。     

用于钻机支撑连接的螺栓疲劳寿命分析

疲劳断裂是钻机中连接螺栓的主要失效形式。结合工程实际,建立基于线性疲劳累积损伤理论的高强度螺栓安全寿命估算方法,绘制螺栓零件的S-N曲线,并利用修正Miner准则估算螺栓的疲劳寿命。借助有限元平台以及疲劳仿真软件n Soft的FE-Fatigue模块,对连接螺栓进行疲劳强度仿真试验,确定了动应力下连接螺栓的疲劳损伤位置,并得到仿真疲劳寿命,验证了理论计算疲劳寿命的合理性。对高强度螺栓的疲劳设计、校核以及寿命估算有一定的借鉴意义。     

复合材料拉伸剩余强度及其分布

复合材料剩余强度是强度退化疲劳寿命预测模型的基础，本文研究了连续纤维树脂基复合材料（ＦＲＰ）的剩余强度随疲劳载荷加载次数退化的规律，按照ＦＲＰ疲劳损伤的产生和发展的规律，提出了一个ＦＲＰ剩余强度退化的模型，并得到了大量的实验结果的支持。在此基础上提出了一个复合材料剩余强度退化的统计模型：在寿命的初始，剩余强度即为静强度，服从Ｗｅｉｂｕｌ分布；在寿命结束时，即为疲劳强度，服从Ｗｅｉｂｕｌ分布；在不同时刻剩余强度也服从Ｗｅｉｂｕｌ分布，且其方差随加载次数线性变化     

空空导弹吊挂疲劳寿命分析

针对空空导弹吊挂在挂飞过程中承受多种复杂多变的载荷(如挂飞振动载荷、机动抖振载荷、起飞着陆冲击载荷等)产生的疲劳破坏问题,研究利用仿真计算其疲劳寿命。在总结国内外最新疲劳理论研究的基础上,提出了基于有限元的时域和频域相结合的疲劳分析方法,在空空导弹吊挂的疲劳研究上形成了一套较为完善的分析流程。以某型空空导弹吊挂为研究对象,对其结构及工况特点进行了探讨和分析,借助Msc.Fatigue软件平台建立了吊挂的疲劳损伤模型,结合S-N曲线,计算出其疲劳损伤及其疲劳寿命,并总结出吊挂疲劳寿命的主要影响因素,对具体的型号研制工作有一定的指导意义和工程应用价值。     

结构系统疲劳可靠性评估方法的研究

在考虑了工程结构承受疲劳载荷的各态历经性的基础上，结合了结构元件寿命随机分布形式和Ｍｉｎｅｒ线性累积损伤理论，首先对元件在疲劳载荷作用下可靠性作了分析，给出了元件在不同疲劳载荷水平下可靠性参数的估算方法，并在此基础上对结构系统的疲劳可靠性进行了研究，找出其在疲劳载荷下的主要失效模式，从而提出了一种新的评估结构疲劳可靠性的方法。该方法通过对结构在服役过程中信息的分析，以风险值来评价并监控结构在不同时间失效的危险性，以便及时加以维修，从而最终保证结构的安全。最后用算例和试验结果进行了对比分析。     

复合材料层合板冲击及冲击后疲劳寿命预测方法(英文)

现有含冲击损伤复合材料层合板的寿命预测方法是建立在冲击后复合材料层合板的疲劳性能基础之上的,导致模型和方法不具有通用性。因此,针对含冲击损伤的复合材料层合板,基于逐渐累积损伤理论和无损单向板的疲劳特性,建立一种具有普遍适用性的三维逐渐累积损伤的疲劳寿命预测方法。该方法可对不同铺层参数、不同几何尺寸以及不同冲击条件下层合板的疲劳寿命进行预测。为了在缺少冲击试验时也能实现受到冲击载荷后层合板的疲劳寿命预测,对层合板在冲击载荷及冲击后疲劳载荷作用下的破坏进行全程分析,将预测得到的冲击损伤状态用于分析冲击后的疲劳寿命。同时基于全程分析的方法,开发了参数化的复合材料层合结构冲击及冲击后疲劳破坏模拟程序。与试验对比,最大误差为7.78%。     

结构元件疲劳可靠性估算的剩余寿命模型

从安全余量的定义出发，提出了一个估算结构元件疲劳可靠性的剩余寿命模型，基于常幅载荷下，疲劳寿命可用对数正态函数分布描述，本文分析了常幅和变幅载荷作用下材料的疲劳剩余寿命的分布形式，认为可用带位置参数的对数正态函数近似描述。在此基础上，系统阐述了元件在常幅和多级载荷下的疲劳可靠性分析方法。3个算例表明：预测结果与试验结果符合很好，本文给出的剩余寿命模型是合理的。     

基于物理原型的结构疲劳寿命评估方法

结构所受的真实载荷历程是实现疲劳寿命监控的核心。本文面向结构疲劳寿命在线监测提出了一种基于物理原型的疲劳载荷的反演和寿命评估方法。通过对潜在疲劳危险部位附近的应变场监测,依据结构疲劳危险部位的物理原型,反演结构所受外载荷;然后按照结构疲劳寿命分析方法获得结构的疲劳寿命。完成了一个耳片疲劳寿命在线监测试验,结果表明了本方法的可行性和有效性。     

直升机结构腐蚀环境下的日历寿命估算

本文对常规的直升机结构定寿方法进行了改进和发展,综合考虑地面停放与空中环境对飞机结构使用寿命的影响,并依此建立了腐蚀环境影响系数;将Miner理论推广应用于评估腐蚀环境下的结构日历寿命,给出了在给定环境谱与载荷谱下的实际算例,验证了本文方法的可行性。     

随机振动环境下电路板的疲劳寿命与可靠性研究

当前航空产品要求高可靠性、高环境适应性,以适应日趋严酷的产品使用环境。由于随机振动激励环境的复杂性,难以有效分析产品在振动环境下的疲劳寿命和可靠性。基于Miner准则和干涉模型,提出了典型电路板在随机激励下疲劳寿命和疲劳寿命可靠性的分析方法和步骤。并通过ANSYS分析与试验结果相结合,验证了方法和步骤的有效性。为电路板在振动环境下的环境适应性设计与分析提供了一个强有力的分析手段。     

飞机舵机作动器局部应力与疲劳寿命分析

通过有限元分析软件ANSYS Workbench对飞机舵机作动器进行了力学分析建模,通过引入非线性接触设置模拟了作动器筒体的实际工作的接触效应,分析了结构在复杂工作状态下的局部应力分布,并且根据第四强度理论校核了结构的静强度设计;然后,在静力分析的基础上,根据第一强度理论确定结构的疲劳危险点,并结合名义应力法和线性累积损伤理论估算了结构在设计疲劳谱下的疲劳寿命。本文的分析流程可以给工程设计单位在处理类似复杂航空结构的静强度与安全寿命设计问题方面提供参考。     

载荷谱型对疲劳损伤分布的影响

疲劳累积损伤分布规律是结构疲劳可靠性分析与设计的关键内容之一。本文考察了疲劳外载荷谱的谱型对疲劳累积损伤分布的影响，定义了任意载荷谱的等效增强和载荷谱的形状因子，给出了一个分析疲劳累积损伤分布的模型，讨论了载荷谱型与疲劳累积损伤分布之间的关系。数值模拟结果表明：谱强度描述了疲劳累积损伤的均值，载荷谱的形状因子描述了疲劳累积损伤的变异系数。     

结构多目标模糊优化设计

在传统结构优化设计的基础上。首次考虑疲劳断裂因素的影响,建立了以结构的静强度、疲劳、断裂、振动性能为模糊约束条件,以结构重量、疲劳寿命和断裂寿命为多个目标的结构多目标模糊优化设计模型。以此模型对一双梁式平直机翼进行了优化设计,设计结果表明：模糊多目标优化设计得到了比确定性多目标优化设计更小的翼梁总截面积;模糊优化设计放宽了对约束条件的限制,材料得到了更加有效的利用。     

基于光纤智能夹层和模糊RBF神经网络的飞行器载荷识别

为了更好地保障航空飞行器的安全,提高飞行器的可靠性,提出了一种通过性能参数稳定的光纤智能夹层采集数据,并且结合模糊RBF神经网络对机翼盒段载荷进行识别实验的方法.该方法融合了模糊理论和神经网络各自的优点,通过改进的模糊C均值聚类(FCM)聚类算法删除冗余的规则以进行规则的优化,能自适应地从学习样本数据中提取相应信息,实时地进行载荷辨识.从仿真结果可以看出:该网络模型具有学习时间较短、学习速率较快和精度较高等优点.     

无传载紧固孔的疲劳寿命估算

本文根据紧固件与紧固孔的间隙配合、平滑配合或干涉配合情况具有的不同接触应力和干涉应力、应变分析特点,研究了用Neuber方程分析孔边局部应力、应变等循环参数和用Manson-Coffio应变疲劳寿命方程估算无传载紧固孔的痨劳寿命方法。例举的紧固件与紧固孔不同配合试验件的疲劳寿命试验结果与本文利用应力严重系数法分别计算的结果对比表明,本文所述的无传载紧固孔疲劳寿命估算方法与试验结果是比较一致的。这一循环参数分析和疲劳寿命估算方法为典型机翼下壁板结构的疲劳寿命估算建立了基础。     

含缺陷铝蜂窝道面板弯曲和疲劳特性

为了研究面板厚度及不同类别、不同程度的先天缺陷对铝蜂窝夹芯结构道面板疲劳性能的影响,对7组铝蜂窝夹芯道面板试样进行三点弯曲静载试验和三点弯曲疲劳试验。结果表明:面芯脱焊缺陷对铝蜂窝道面板的疲劳性能影响最大,含10%和30%面芯脱焊缺陷的试件疲劳性能分别降低了76%和92%,说明防止面芯脱焊缺陷至关重要。经分析,铝蜂窝道面板弯曲疲劳特性服从威布尔分布,相关系数超过0.95以上。对完好试样和含不同类别、不同程度先天缺陷的试样分别建立了反映应力水平和疲劳性能关系的威布尔方程。