基于晶体塑性的涡轮盘短裂纹扩展模拟方法

针对低周疲劳载荷下发动机涡轮盘早期短裂纹扩展行为,提出适用于工程结构的耦合晶体塑性（CP）理论和扩展有限元方法（XFEM）的多晶短裂纹模拟方法。该方法采用晶体内总累积分解切应变作为裂纹扩展判据并使裂纹沿最活跃滑移系对应的滑移平面传播。框架采用子模型技术/分区域网格细化以及宏-介观本构结合的方法解决真实工程结构和微观模型尺度不匹配的问题,在可接受的计算代价下预测了涡轮盘危险截面处的短裂纹扩展路径及速率。结果表明该结构内早期裂纹生长路径及速率受到晶体取向的影响而出现较大分散性,同时验证了基于CP-XFEM的框架在预测工程结构短裂纹扩展寿命及分散性上的可行性。      

裂纹扩展的无网格数值模拟方法

疲劳断裂是航空材料的重要失效形式 ,由于裂纹尖端应力存在奇异性 ,传统有限元方法模拟裂纹沿任意路径扩展存在很多不足。作为一种新兴的数值模拟方法 ,无网格计算只需将求解问题离散为独立的节点 ,计算过程中可以实时跟踪裂纹尖端区域进行局布细化。将连续的裂纹扩展过程看作多个线性增量 ,每一个增量内裂纹扩展角根据应力强度因子确定 ,通过在裂纹尖端细化节点和引入外部基函数提高了计算精度。本文给出了应用无网格方法模拟裂纹扩展过程的关键技术和计算流程 ,通过对带有中心斜裂纹的 Ti-6 Al-4 V合金平板进行分析 ,预测得到的裂纹扩展路径与实验值吻合的较好。     

TC4-DT焊接接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展实验及模拟研究

拉剪复合载荷作用下,构件中的裂纹呈现复杂的Ⅰ-Ⅱ复合型扩展模式,研究其扩展规律对准确评估构件疲劳寿命具有重要意义。针对TC4-DT钛合金电子束焊接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展规律开展研究,设计并加工紧凑拉伸剪切(CTS)试样,通过开展不同加载角度下接头试样的疲劳裂纹扩展实验,得到接头Ⅰ-Ⅱ复合型裂纹的a-N曲线及疲劳裂纹扩展路径。在上述基础上引入Ⅰ-Ⅱ复合型等效应力强度因子并结合Paris公式建立TC4-DT电子束焊接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展速率方程。采用扩展有限元法(XFEM)对复合型疲劳裂纹扩展过程进行数值模拟研究,得到不同加载角度下的扩展规律,并与实验结果进行比较。结果表明:不同加载角度下Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹开裂角模拟值与实验结果误差均在10%以内,并且扩展路径均与实验结果吻合;XFEM能够有效预测复合型疲劳裂纹扩展路径。     

6156-T4铝合金焊接加筋薄壁结构剩余强度评估的CTOD方法

为保证飞机设计满足损伤容限性能要求,有必要对其进行剩余强度评估。针对6156-T4铝合金焊接连接薄壁结构进行了R曲线和剩余强度试验,判断了裂纹扩展经过筋条时的裂纹扩展路径,测量了母板和筋条两个方向的裂纹扩展速率,并采用不同的断裂准则和分析方法对单及双跨度多个初始裂纹长度焊接加筋薄板的剩余强度进行了预测。结果表明:裂纹扩展在经过筋条时,同时沿着母板和筋条继续扩展,筋条上的裂纹扩展方向垂直于母板且两个方向的裂纹扩展速率基本相同;采用净截面屈服准则进行剩余强度预测时会低估这种韧性较好的焊接连接薄壁结构的剩余强度;基于SINTAP-FITNET评价体系,以裂纹尖端张开位移(CTOD-δ5)作为裂纹尖端弹塑性表征参量进行剩余强度预测时,预测结果比采用K曲线预测方法精度高。     

腐蚀疲劳裂纹扩展的马尔可夫链模型

在腐蚀环境下对LY12CZ铝合金试验件进行疲劳裂纹扩展试验,通过高倍显微镜观测并记录裂纹长度及相应的循环数。基于疲劳裂纹扩展数据的分散性及统计特性,提出用马尔可夫链模型模拟腐蚀疲劳裂纹的扩展,得到给定疲劳寿命时的裂纹超出数概率分布和给定裂纹长度时的疲劳寿命累积概率分布。将模拟结果与试验结果进行比较表明:马尔可夫链模型能够很好地模拟腐蚀疲劳裂纹扩展情况,为飞机结构的寿命预测和可靠性分析提供参考。     

直升机发动机部件裂纹扩展寿命估算研究

本文基于应力强度因子理论分析,给出了裂纹断裂和扩展程度的预测方法并导出了裂纹断裂临界尺寸公式;通过描述裂纹扩展速率的Paris公式,导出了裂纹扩展寿命计算公式,最后给出了某型直升机发动机部件裂纹扩展寿命估算的实例。     

基于粒子滤波的结构疲劳裂纹扩展动态贝叶斯推断方法

准确预测结构的疲劳裂纹扩展过程是开展飞机单机寿命监控与剩余寿命估算的基础。提出一种基于动态贝叶斯网络的结构疲劳裂纹扩展预测方法,结合疲劳裂纹扩展的先验知识与后验知识来准确地推断裂纹长度;研究粒子滤波算法中不同粒子数对动态贝叶斯网络推断精度的影响规律;通过对单孔板结构与耳片连接结构件在随机载荷谱下进行裂纹扩展研究。结果表明：动态贝叶斯网络方法可以对复杂结构的疲劳裂纹扩展进行准确预测,预测精度相对于传统方法提高50% 以上。     

基于高斯权值-混合建议分布粒子滤波的疲劳裂纹扩展预测

飞行器结构的疲劳裂纹扩展预测对保障结构安全、实现视情维护具有重要意义。结合粒子滤波算法和结构健康监测方法进行在线的疲劳裂纹扩展预测是近年来刚刚开始研究的新方法,该方法通过状态空间模型表征疲劳裂纹扩展过程中的不确定性,同时通过贝叶斯方法将结构健康监测所获取的结构实际裂纹观测值用于修正裂纹扩展模型的预测误差,实现更准确的疲劳裂纹扩展在线预测。由于该方法的研究刚刚开展,已有研究中粒子滤波算法的重要性密度函数往往简单选取为先验转移概率密度,存在严重的粒子退化问题。另一方面出于简单考虑,仅采用表征裂纹稳定扩展区的Paris模型。针对上述问题,本文提出一种基于高斯权值-混合建议分布粒子滤波的疲劳裂纹在线预测方法,基于表征裂纹全扩展区域的NASGRO裂纹扩展模型建立疲劳裂纹扩展状态方程,以主动Lamb波监测方法实现结构裂纹的在线监测,借助在线结构健康监测的优势,在粒子滤波时选取重要性密度函数为观测概率密度和先验转移概率密度的混合分布,同时基于先验估计获取高斯权值进行权值更新。本文进一步进行了仿真研究,结果表明所提出的方法优化了疲劳裂纹扩展预测的准确性。     

弯曲载荷下薄壁结构疲劳裂纹扩展性能

对某飞机座舱盖侧型材与锁环连接部位的疲劳裂纹扩展性能进行了研究。该结构区别于常见薄壁结构的特征是承受较大的弯曲载荷,使得利用薄板I型裂纹扩展的常用方法进行寿命分析会产生较大的误差。为了研究弯曲载荷下薄壁结构的疲劳裂纹扩展性能,开展了带孔板和侧型材结构模拟件的疲劳裂纹扩展试验。通过有限元仿真分析,研究了弯曲载荷对裂尖应力强度因子的影响,提出了一种当量应力强度因子变程公式;对本文所涉及的2种类型受弯曲载荷作用的试件,裂纹扩展寿命预测结果与试验吻合较好。研究表明,在相同的名义应力和裂纹长度下,薄板受弯时裂纹应力强度因子、裂纹扩展速率远低于受拉的情况;结构受到弯曲载荷时,锁环对连接部位的应力有显著的抑制作用,可以减缓疲劳裂纹的扩展;此外,合理的结构设计能够增加关键部位受弯时的疲劳裂纹扩展寿命。     

带锪窝紧固件孔边三维多裂纹扩展的计算分析

多孔元件是飞机结构中常见的结构细节,起始于多个紧固件孔边的多条三维裂纹的疲劳扩展预测是结构多部位损伤寿命评定的重点问题和技术难点。建立一种高效实用的三维多裂纹扩展数值分析方法,能够对萌生于带锪窝孔边的多条三维裂纹实施疲劳裂纹扩展中的有限元快速建模和自动网格更新,进行三维多裂纹扩展全程自动数值模拟,并利用净截面屈服作为判定最终失效的准则。通过单锪窝孔双边非对称裂纹两种开裂模式情况下的算例计算分析,并与试验实测结果对比,验证了本文扩展分析方法的有效性。     

基于Paris解的直升机动部件损伤容限分析

直升机金属动部件是单路传力结构,承受高周疲劳载荷,一般认为不适合采用损伤容限设计,但对多个螺栓连接的大型接头,有较好的损伤容限特性.文章根据线弹性断裂力学Paris理论,提出了一套适合直升机动部件的损伤容限分析方法,通过对某型机尾桨叶接头进行损伤容限分析,得出了具有高可靠度的较长的裂纹扩展寿命.     

组织类型对钛合金损伤容限性能的影响及电镜原位观察

采用扫描电镜(SEM)原位拉伸、原位疲劳方法研究TA15钛合金三种类型组织的裂纹尖端形状和疲劳裂纹扩展速率及扩展过程,并与宏观力学性能对比.结果表明,片状组织由于裂尖钝化、裂纹扩展路径曲折及分枝,损伤容限性能比等轴、双态组织好,即断裂韧性最高,疲劳裂纹扩展速率最低.     

三维非平面裂纹扩展参数化模拟方法

发展一种基于有限元方法（FEM）的自动模拟三维非平面裂纹扩展的模拟方法。该方法采用参数化建模的方式建立裂纹体,以镶嵌裂纹体的方式在结构中插入裂纹,然后通过有限元计算得到裂纹扩展参量,自动更新裂纹体从而模拟裂纹的扩展过程。通过模拟三个裂纹扩展算例,计算了裂纹扩展循环数,对比试验结果,误差分别为195%、161%、21%。结果表明:该方法能够模拟三维非平面裂纹的扩展并计算扩展寿命,具有一定的精度和适用性。      

应用轨迹优化策略的直升机任务科目基元仿真

任务科目基元的飞行试验是ADS-33E-PRF对直升机飞行品质的判定标准。针对直升机设计过程中飞行品质难以事先评定的特点,提出了一种基于轨迹优化策略的直升机任务科目基元数值仿真方法。该方法将飞行品质规范对直升机位置、姿态和速度的限制处理为状态量的边界约束,以完成任务科目基元的时间为目标函数,结合直升机自身的性能和安全性约束,建立了针对任务科目基元的直升机轨迹优化模型。求解该模型得到直升机完成相应任务科目基元所用的时间,便可定性判断直升机飞行品质是否满足ADS-33E-PRF对这一任务科目基元的要求,从而在设计之初对优化直升机总体设计参数提供参考。对某型直升机悬停转弯机动科目进行仿真计算,验证了该方法的正确性和有效性。     

基于有限元的双轴载荷状态下自动裂纹扩展分析

利用Python脚本语言对Abaqus进行了二次开发,预测双轴载荷状态下裂纹扩展轨迹。对双轴载荷下中心带孔板的裂纹扩展进行了模拟,并与FRANC2D得到的计算结果进行比较。结果表明利用二次开发程序计算得到的裂纹扩展轨迹及其断裂参数与FRANC2D得到的结果基本一致,计算结果是可靠的;利用二次开发程序对双轴载荷状态下的进行裂纹扩展分析能够有效减少计算时间,提高计算效率。     

基于光纤光栅变形光谱的疲劳裂纹扩展监测方法

为研究金属疲劳裂纹扩展的在线监测技术,基于改进传输矩阵的光谱模拟方法,建立反映光纤布拉格光栅（FBG）光谱变形机理的裂纹扩展在线监测方法。研制了疲劳裂纹扩展在线监测系统平台,提出基于平移不变量小波法的试验光谱去噪方法,解决试验光谱信号中非连续与快速变化点难以平滑的问题;提出仅与裂纹扩展状态相关的FBG光谱面积参数,克服了光谱中心波长、光谱带宽等传统特征参数仅适用于恒定外载与恒定温度或对裂纹不敏感的局限性,给出基于光谱面积曲线拐点的裂纹扩展状态判定依据。     

基于误差通道在线辨识的直升机结构振动主动控制研究

 提出一种基于误差通道在线辨识的有源控制方法,并把它应用于直升机结构振动的主动控制。针对一直升机模型与前人的方法进行了比较,并进行多输入多输出的主动控制仿真。仿真结果表明,这种控制方法明显优于前人的方法,说明这种基于误差通道在线辨识的多输入多输出的主动控制方法对直升机结构振动有很好的抑制作用。     

直升机机动飞行的逆模拟

本文给出了一种直升机机动飞行的逆模拟方法以计算跟随预定飞行轨迹的驾驶员操纵,根据这一方法可以确定为完成直升机机动飞行所需的驾驶员操纵输入及直长机的飞行速度、角速度和的变化历程。直同飞行动力学模型没有作任何线化假设,其中考虑了旋翼入流的时滞效应、前行桨叶的压缩性物后行桨叶的失速特性及旋翼桨叶的非定常挥舞运动,引入了旋翼尾迹对直升机机身、尾翼和尾桨的气动干扰。最后以黑鹰直升机为例计算了鱼跃越障机动飞行