离子注入对高温合金蠕变/疲劳性能的影响

对GH4169合金及Ti C离子注入合金的试样在650℃的低周疲劳和蠕变/疲劳进行了试验研究.利用X射线衍射仪、透射电镜和扫描电镜技术分析了蠕变/疲劳损伤机制及合金强化的原因.结果表明:GH4169合金注入足够量的Ti C离子会增强位错的应力场,引起表层硬化,阻止位错运动,在表层形成TiC相微观弥散结构,提高了蠕变/疲劳性能.     

304不锈钢小冲孔蠕变试验与损伤数值模拟研究

对304不锈钢进行了恒定温度下多种载荷的小冲孔蠕变试验,在此基础上建立了304不锈钢小冲孔蠕变试样的有限元模型。应用改进的K-R蠕变损伤本构方程,分析了在650℃、恒载荷条件下的试样中心挠度、应变等随时间的变化规律以及试样蠕变损伤与位置的关系。结果表明,试验与数值模拟结果基本一致,试样中心蠕变曲线都具有明显的三个阶段,与单轴试验的应变曲线十分相似。整个试样在中心损伤比较严重,呈现明显局部化特征。试样的失效首先在下表面,距试样中心约1/10处,这与试验观察到的试样颈缩部位完全一致。     

叶片用GH150合金的力学性能研究

针对GH150合金高压压气机叶片的使用温度和工作状态,对GH150合金的拉伸、持久、蠕变、轴向高周疲劳和旋转弯曲疲劳性能进行了研究.研究结果表明,GH150合金从室温到600℃拉伸强度和塑性基本保持稳定,750℃时拉伸强度和塑性明显下降.合金具有良好的600℃和650℃持久强度、500℃、600℃的轴向疲劳和旋转弯曲疲劳性能.叶片用GH150合金具有良好的综合性能.     

第二相对GH33A疲劳和蠕变交互作用机制的影响

 借助扫描电镜、透射电镜对试样的断口及剖面进行了金相观察,分析研究了第二相对GH33A合金在700℃下的晶界损伤方式及疲劳和蠕变交互作用的影响。     

硬铝合金2A12的蠕变损伤行为及分析

在210℃、不同载荷下对硬铝合金2A12板状试样进行了单轴拉伸蠕变实验,得到了硬铝的蠕变损伤参数以及断裂时的部位和损伤度.在此基础上建立了硬铝合金2A12板蠕变试样的有限元模型,基于简化的K-R损伤模型,分析了在210℃、恒载荷条件下的试样应变、损伤等随时间的变化规律以及试样蠕变损伤与位置的关系.结果表明,数值模拟与试验结果基本一致,试样中心蠕变曲线都具有稳态阶段和损伤扩展阶段,与单轴试验的应变曲线十分相似.整个试样在离中心大约9～10mm处损伤比较严重,呈现明显局部化特征.     

一种热连轧GH4169合金的蠕变行为与断裂机制

通过蠕变性能测试及组织形貌观察,研究了热连轧直接时效处理的GH4169镍基合金的蠕变行为和断裂机制。结果表明:热连轧GH4169镍基合金的组织结构由γ′,γ″相和γ基体相组成,具有较小的晶粒尺寸,晶内存在高密度位错和孪晶。经直接时效后,合金中弥散分布的细小γ″相数量增加,及高密度位错引起的形变强化效果,是使合金在650℃/725MP条件下具有较长的蠕变寿命的主要原因;蠕变期间,合金的变形特征是孪晶变形和位错的双取向滑移;随着蠕变进行,位错的数量逐渐增加,并在晶界处引起应力集中,致使裂纹在晶界处萌生及扩展是合金的蠕变断裂机制。     

GH30合金疲劳-蠕变概率模型的研究

基于疲劳-蠕变特性函数基础上,提出了针对镍基高温合金材料的疲劳-蠕变耦合失效模式的概率模型的研究方法.针对镍基合金GH30的连续疲劳-蠕变交互作用的试验结果,确定了GH30在600℃温度下的疲劳-蠕变特性函数,考虑随机因素后,进行了GH30材料在疲劳-蠕变耦合失效模式下的概率模型分析,研究表明随机因素对材料的失效概率很大,通过灵敏度分析可确定影响破坏的主要因素以提高寿命.      

耐热钢GH36高低周复合疲劳裂纹扩展的研究

在600℃下进行了耐热钢GH36高低周复合疲劳裂纹扩展试验,观察到裂纹的da/dN明显地分为两个区域:其一是慢速扩展区,此时裂纹扩展主要取决于低循环载荷;其二是快速扩展区取决于高频振动。两区之间存在一个明显的过渡点,约为△K_minor=3.5～5MPa m （1/m）。而高频振动载荷抑制蠕变损伤。因此高温高、低周复合疲劳存在着低周-蠕变-高频振动三者的交互作用。     

基于损伤力学的GH4169合金低循环裂纹萌生寿命预测

为了更准确地预估高温材料的低循环疲劳裂纹萌生寿命,将低循环疲劳的裂纹萌生过程视作损伤累积过程,基于连续损伤力学建立了损伤累积模型.结合360 ℃、650 ℃下GH4169合金的低循环疲劳寿命数据拟合出模型的具体表达式,进而开展了对低循环疲劳裂纹萌生寿命的预测试验.结果表明:该方法针对GH4169合金低循环疲劳裂纹萌生寿命的预测结果较为理想,其分散带基本在2倍以内,且能很好的反映变幅加载对GH4169合金低循环疲劳裂纹萌生寿命的影响.     

GH4169合金蠕变疲劳行为的有限元模拟及寿命预测

考虑蠕变-疲劳损伤,对部件材料进行合理的循环变形描述和准确的寿命预测,是保证航空发动机等高温设备长周期安全运行需要解决的关键问题之一。基于大型有限元软件ABAQUS,采用组合Chaboche随动强化准则和Voce各向同性硬化准则的循环弹塑性本构模型,叠加应变强化的蠕变本构模型,对GH4169合金在蠕变-疲劳载荷下伴有应力松弛的循环变形行为进行了准确的有限元模拟。同时,将Wang等最新修正的基于逐周次概念的蠕变-疲劳损伤模型进行了有限元移植,结合有限元模拟所得的循环应力、应变状态,实现了对GH4169合金蠕变-疲劳寿命的准确预测。研究结果将为进一步实现对航空发动机关键部件精确的寿命预测提供理论基础和技术手段。     

涡喷发动机压气机的单元控制体模型

根据控制体理论,建立了涡喷发动机中压气机的逐级数学模型。采用特征线关系数值求解质量、动量和能量方程。方程中的叶片力和轴功由稳态的级特性提供,并由一阶滞后方程考虑其动态效应。该模型可以模拟进口温度（或压力）瞬变下压气机的逐级响应,寻找首先失速的关键级。数值结果表明,引起失速的进口温升近似地与进口温升率呈线性关系。     

跟踪问题最优控制律精细积分

构成有限时间最优跟踪系统的控制律需要求解 Riccati微分方程及外部控制输入向量满足的微分方程 ,前者是非线性矩阵微分方程 ,后者是变系数线性微分方程。在结构力学与最优控制的模拟理论基础上所发展的精细积分方法借鉴了计算结构力学中的算法 ,可以精确有效地求解这些微分方程。这种方法的特点之一在于步长幅度变化较大时 ,Riccati微分方程的数值解仍可以保持很高的精度 ,并且变系数线性微分方程的求解亦可纳入其体系而不必用通常的差分方法。本文介绍了用精细积分方法求解这些方程的过程 ,并给出了数值算例。     

用谐波分析法研究旋翼气动载荷

本文以王适存教授的旋翼涡流理论为根据,把旋翼环量和诱导速度展成Fourier级数,环量沿桨叶展向的分布用分段线性函数表示,推出了以环量为未知数的计算旋翼气动载荷的线性方程组,解决了旋翼涡流理论多年未能解决的实际使用问题。     

主动控制起落架滑行性能分析

建立了主动控制起落架的非线性振动模型,并通过建立系统的状态方程和合理的目标函数,使系统的综合性能达到最优。通过数值模拟计算,对主动控制起落架和被动起落架的滑行性能进行了比较。     

迷宫式密封装置气弹力的计算

采用射流理论和BLASIUS圆管理论, 导出了密封中各个动力系数的表达式, 使密封中各个动力系数的计算更加实用、简单。      

可压缩非平行流边界层稳定性研究

 采用线性稳定性理论和多重尺度方法,研究三维可压缩的非平行流边界层稳定性问题。分析了可解条件的特征,导出精确计算所需的伴随问题方程渐近外边界条件的矩阵表达式,给出有控制的重正化方法,以有效地克服刚性方程在积分求解中的困难。探讨与非平行性作用相关的方程和影响因素,特别是新的特征函数畸变对扰动增加率的作用。通过算例,清楚地显示了流动的非平行性对边界层稳定性的影响。     

Limit cycle oscillation control of wing with static output feedback control method

This paper presents a static output feedback controller (SOFC) for aeroelastic control of a cantilevered rectangular wing in low subsonic flow. For this purpose, an optimal formulation of this control method is developed, and a solution method is proposed for the related matrix equation. This optimal solution is obtained by solving combined Lyapunov and Riccati equations. At first these equations are transformed into a set of nonlinear algebraic equations and then are solved with iterative Newton–Raphson?s method. This solution method is applicable to the full state feedback case. The controller is designed to extend flutter boundary and suppress limit cycle oscillation (LCO) of a low aspect ratio rectangular nonlinear structural wing. This structural nonlinearity is given by Von Karman plate theory. Both full and reduced order aerodynamic models are examined based on the modified vortex lattice theory. Results show combination of SOFC with reduced order aerodynamic model would be an effective choice for aeroelastic stabilization, and this controller has a very comparable result with linear quadratic regulator (LQR).     

Helicopter Motion: Equation Linearization

The nonlinear set of equations which represent helicopter motion is linearized about a prescribed nominal state. Once the linearized system is obtained it is validated by comparing the output of the nonlinear system to that of its linearized counterpart. Having obtained a linear model, linear system theory may then be applied in order to investigate the stability and control characteristics of the aircraft.     

含非线性联接的组合结构动态子结构分析

 本文研究由非线性隔振器耦联线性子结构形成的组合结构的动响应预估。基于实测子结构的脉冲响应函数,建立了组合结构的对接边界积分型动力学方程;找到了将其转化为标准常微分方程组的途径;用实验考核了上述方法。     

挠性空间结构的旋转操纵——鲁棒控制方法

 本文研究刚体-挠体互联的空间结构的旋转操纵,针对挠体的建模参数存在误差的情况给出控制律。为此,本文从Lyapunov稳定性理论出发推导了不定系统的鲁棒控制方法,构造了针对参数不定性,外界输入不定性的控制规律。仿真结果表明该控制规律实际有效。