表面裂纹理论的回顾与评述(下)

本文简要地介绍了近几十年国内外表面断裂力学理论的发展状况及所取得的一些成果，重点介绍了应力强度因子求法和裂纹扩展速率的描述。同时对应用于圆柱体上的表面裂纹应力强度因子求法及裂纹扩展速率的描述等方面成果进行了评述。     

关于表面裂纹理论的研究与进展(上)

本文简要地介绍了近几十年国内外表面断裂力学理论的发展状况及所取得的一些成果．重点介绍了应力强度因子求法和裂纹扩展速率的描述，同时对应用于圆柱体上的表面裂纹应力强度因子求法及裂纹扩展速率的描述等方面成果进行了评述。     

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。     

主起落架外筒周向疲劳裂纹扩展计算方法研究

 基于平板表面裂纹应力强度因子的表达式及圆筒穿透裂纹的鼓胀系数,提出了支柱外筒周向表面裂纹的鼓胀系数反应力强度因子计算方法。还介绍了在工作环境中所用计算疲劳裂纹扩展公式。     

航空发动机火焰筒疲劳裂纹扩展规律

利用合理的温度场、载荷谱,计算了火焰筒气膜唇边裂纹在扩展过程中最大应力强度因子Kmax的变化规律,利用Pearson经验公式预估了火焰筒热疲劳裂纹扩展速率,并给出了应力强度因子、裂纹扩展速率的初步分析结果.     

应力强度因子变程相关的FGH97蠕变-疲劳裂纹扩展主导因素

利用扫描电镜对FGH97试件在750℃,应力比为0.05,不同保载时间和应力强度因子变程处的断口微观特征进行了观察,发现保载时间为90s时,随着应力强度因子变程提高,疲劳条带特征逐渐消失,可忽略疲劳载荷作用的应力强度因子变程值位于中等水平处;保载时间为450s和1500s时可忽略疲劳载荷作用的应力强度因子变程值更低.基于包含蠕变-疲劳交互项的3项式模型,引入时间相关和循环相关分量对蠕变-疲劳裂纹扩展试验数据进行了分析,发现不同保载时间下,时间相关分量与循环相关分量对总的裂纹扩展速率的贡献量与应力强度因子变程水平有关.基于分析结果,给出了时间相关裂纹扩展速率描述模型,并讨论了不同保载时间下影响裂纹扩展主导因素的应力强度因子变程值.      

国产HTPB复合推进剂裂纹扩展特性的实验研究

依据Ｓｃｈａｐｅｒｙ Ｒ Ａ＾（１）的粘弹性断裂理论，对国产ＨＴＰＢ复合推进剂进行了Ｉ型裂纹扩展实验。分析了裂纹扩展的特性，表明裂纹扩展开始时存在临界应力强度因子ＫＩｃ。得出该型推进剂裂扩展速率ｄａ／ｄｔ与应力强度因子Ｋ１间的幂函数关系式。讨论了该推进剂材料断裂能Г与裂纹扩展速率的关系。     

基于模态频率的V型缺口梁裂纹扩展速率模型

针对机械结构裂纹扩展预测问题，研究了基于模态频率下降率的V型缺口梁裂纹扩展速率模型。设计了V型缺口梁的疲劳裂纹扩展实验系统，完成了4个试件的模态频率和裂纹扩展实验测试。基于实验结果，讨论了影响V型缺口梁裂纹扩展行为的因素，应用Pairs模型拟合了V型缺口梁的裂纹扩展速率方程，探讨了模态频率下降率与应力强度因子的关系。结合模态频率下降率与裂纹扩展长度及循环加载次数的关系，建立了基于模态频率下降率的裂纹扩展速率模型。结果表明，V型缺口梁的裂纹扩展速率随模态频率下降率增加单调递增，裂纹尖端的应力强度因子幅值也随模态频率下降率增加单调递增，基于模型预测的裂纹扩展速率与实验结果基本吻合。所提出的基于模态频率的裂纹扩展速率模型有助于梁的裂纹扩展监测。     

预循环应力对材料断裂力学性能“锻炼”效应的影响

对服役多年的高速列车用7N01铝合金材料进行疲劳裂纹扩展速率试验,其对数坐标系中的疲劳裂纹扩展速率da/d N与应力强度因子ΔK的关系呈折线形式。与未服役材料对比,在裂纹扩展初期阶段,裂纹扩展速率降低。选取两种原始铝合金材料进行107次预循环应力作用后的疲劳裂纹扩展速率试验,研究低于疲劳极限的预循环应力对材料断裂力学性能的影响。结果表明:经预循环应力作用的材料,其da/d N与ΔK的关系曲线在裂纹扩展初期(对应于低应力强度因子阶段)均出现折转现象。对试验数据的回归分析表明:预循环应力的作用使得材料的断裂力学性能有所提高,预循环应力对材料产生"锻炼"效应。     

有机玻璃疲劳裂纹扩展表达式及控制参量

将用于建立金属材料疲劳裂纹扩展关系式的静态断裂模型引入有机玻璃裂纹扩展行为的研究中,得到了在近门槛区、中部区和快速扩展区都能较好地与实验结果相吻合的疲劳裂纹扩展速率表达式。该关系式揭示了疲劳裂纹扩展速率和应力强度因子与弹性模量、门槛值和断裂韧性之间的内在关系,式中不含无明确物理意义的待定系数,是较为完善的表达式。认为有机玻璃疲劳裂纹扩展的控制参量为 :有效应力场强度因子、门槛值与断裂韧性之比值及最大应力场强度因子与断裂韧性之差。     

伸缩机翼变体飞机气动特性研究

伸缩机翼变体飞机通过机翼伸缩调整机翼展长,从而改变机翼面积和展弦比,改变飞机的气动布局和机翼的气动特性,满足多任务点的设计要求。简要介绍伸缩机翼变体飞机的发展历史,重点研究一种采用伸缩机翼设计的超音速飞机的气动特性变化。研究结果表明：亚音速时机翼展长伸长,展弦比增大,飞机诱导阻力降低,升阻比提高,可以明显提高飞机的航程;超音速时机翼展长缩短,展弦比减小,飞机的波阻降低,升阻比增大,提高了超音速飞行性能。伸缩机翼概念用于超音速飞机设计时能很好地兼顾亚音速巡航和超音速冲刺。     

无人机螺旋桨性能工程检验方法研究

目前工程上采用地面状态检测转速的方法对无人机螺旋桨性能合格与否进行判断,但实际使用中该方法的效果并不理想。以螺旋桨地面发动机测试台检验转速结果为基础,采用风洞试验方法对同一型号不同批次的螺旋桨在实际飞行状态下的气动特性进行有效测量,同时利用飞行性能仿真方法,对同一无人机匹配参试螺旋桨后的飞行性能变化情况进行比较。结果表明:螺旋桨的效率、推力系数和功率系数等气动性能与地面检测转速值并没有直接关系,即发动机地面台架试验方法在螺旋桨性能检验中应该仅起到参考作用,而非决定性作用。     

低速风洞飞行器模型编队飞行绳系并联支撑机构

设计了一种用于飞行器双机编队飞行的风洞试验模型绳系并联支撑机构，模拟在周边有障碍物的有限空间通道中的飞行运动。以直升机为例，根据工况参数设计了双绳牵引并联机构作为飞行器模型的支撑，建立了基于可移动的滑轮铰点与直升机模型编队协同飞行的运动学模型，对系统的静刚度进行了分析，并通过试验验证了旋翼转动对该绳系支撑系统动刚度的影响，给出了在有限空间通道中模拟双机编队飞行与着陆过程中绳与绳之间、绳与模型之间的干涉算法，并对该支撑机构的绳系结构进行了干涉分析。结果表明，所设计的支撑机构能有效解决模拟飞行器模型双机编队在有限空间中飞行运动时的支撑干涉问题，而且系统刚度达到低速风洞试验的稳定性要求，是低速风洞中支撑飞行器模型进行编队飞行试验的有效解决方案。     

定位于材料基因组计划的镍基高温合金互扩散系数矩阵的高通量测定

寻找新一代镍基单晶高温合金中Re的替代元素以实现少Re甚至无Re化是当前高温合金领域的研究热点。从扩散系数角度出发寻找具有与Re相当或者更低扩散系数的元素是有效的研究策略之一。在多元合金中,互扩散系数矩阵可全面表征任一合金元素的扩散能力。因此,精确测定不同合金元素在镍基高温合金γ和γ'相中随成分和温度变化的互扩散系数矩阵是当务之急。首先,概述当前镍基高温合金互扩散系数矩阵测定的现状,以及用于多元合金互扩散系数测定的传统Matano-Kirkaldy方法和新型数值回归方法。由于传统Matano-Kirkaldy方法效率低,文献中鲜有镍基高温合金三元及更高组元体系互扩散系数矩阵的报道。本研究小组最近基于Fick第二定律和原子移动性概念发展起来的新型数值回归方法,可用于任意组元合金精准互扩散系数矩阵的高通量测定。随后以Ni-Al-Ta三元合金γ相为例详细阐述新型数值回归法用于合金互扩散系数矩阵高通量测定以及测定结果的可靠性验证过程。之后,简述本研究小组关于镍基高温合金γ和γ'相互扩散系数矩阵测定的最新进展。目前已经完成了核心三元合金体系Ni-Al-X(X=Rh,Ta,W,Re,Os和Ir)γ及γ'相互扩散系数矩阵的高通量测定,并对结果可靠性进行了细致的验证。通过对比不同元素在镍基高温合金中的互扩散系数,初步提出新一代镍基高温合金中Re的可能替代元素及合金成分设计的关键。最后,指出镍基高温合金互扩散系数矩阵测定的下一步工作和互扩散系数矩阵高通量测定的发展方向。     

气动弹性计算中网格变形方法研究进展

网格变形是气动弹性计算中实现计算网格随运动边界变形的主要方法。在总结目前网格变形方法发展现状的基础上,对近几年常用的网格变形方法,即弹簧法、弹性体法、超限插值法、Delaunay背景网格法、径向基函数插值法和温度体法等做了简要的总结。根据各方法构建模型的不同,将它们分成物理模型法、数学插值法和混合方法3类,简要介绍了各方法的基本思想和研究进展,重点比较了各方法的网格变形特性（变形能力、变形质量和变形效率）和优缺点。总结了当前流场边界与结构边界的数据传递方法,对当前气动弹性计算中遇到的网格变形的难点问题作了简要评述并对未来网格变形方法的发展方向进行了探讨。     

基于UPPAAL软件的实时系统设计研究

UPPAAL是丹麦Aalborg和瑞士Uppsala大学联合开发,具有世界先进水平的实时系统模拟,校核的软件,基于对实时系统严密逻辑,真实时间的抽象,而构建时间状态机动态模型网络,模拟,校核系统,检测潜在失败,保证设计可靠性,雷达传感器内存接口实时系统是航天雷达系统重要组成部分。本文UPPAAL软件对此系统精确的动态数学模型,模拟,校核系统,覆盖各设计阶段,保证实时系统设计可靠性。     

Methods and advances in the study of aeroelasticity with uncertainties

Uncertainties denote the operators which describe data error, numerical error and model error in the mathematical methods. The study of aeroelasticity with uncertainty embedded in the subsystems, such as the uncertainty in the modeling of structures and aerodynamics, has been a hot topic in the last decades. In this paper, advances of the analysis and design in aeroelasticity with uncertainty are summarized in detail. According to the non-probabilistic or probabilistic uncer- tainty, the developments of theories, methods and experiments with application to both robust and probabilistic aeroelasticity analysis are presented, respectively. In addition, the advances in aeroelastic design considering either probabilistic or non-probabilistic uncertainties are introduced along with aeroelastic analysis. This review focuses on the robust aeroelasticity study based on the structured singular value method, namely the ~t method. It covers the numerical calculation algo- rithm of the structured singular value, uncertainty model construction, robust aeroelastic stability analysis algorithms, uncertainty level verification, and robust flutter boundary prediction in the flight test, etc. The key results and conclusions are explored. Finally, several promising problems on aeroelasticity with uncertainty are proposed for future investigation.     

临近空间低动态飞行器控制研究综述

针对临近空间低动态飞行器出现的新的控制问题,分析和总结了临近空间低动态飞行器控制进展状况和发展趋势。首先,基于飞艇和浮空器等临近空间低动态飞行器的特点,归纳总结了其飞行控制问题。在此基础上,结合这类飞行器的当前发展状况,从飞行器控制角度出发,着重介绍总结了临近空间低动态飞行器在控制系统执行机构配置、数学模型、姿态控制、定点控制、速度控制、航迹优化、轨迹跟踪控制、升空和返回控制、压力控制,以及应用的多种控制策略的研究进展。最后,在已有的控制问题研究发展的基础上,提出了临近空间低动态飞行器在控制研究领域所要解决和关注的若干问题。     

Signature of coronal holes and streamers in the interplanetary space

The properties of different solar wind streams depend on the large scale structure of the coronal magnetic field. We present average values and distributions of bulk parameters (density, velocity, temperature, mass flux, momentum, and kinetic and thermal energy, ratio of thermal and magnetic pressure, as well as the helium abundance) as observed on board the Prognoz 7 satellite in different types of the solar wind streams. Maximum mass flux is recorded in the streams emanating from the coronal streamers while maximum thermal and kinetic energy fluxes are observed in the streams from the coronal holes. The momentum fluxes are equal in both types of streams. The maximum ratio of thermal and magnetic pressure is observed in heliospheric current sheet. The helium abundance in streams from coronal holes is higher than in streams from streamers, and its dependences on density and mass flux are different in different types of the streams. Also, the dynamics of -particle velocity and temperature relative to protons in streams from coronal holes and streamers is discussed.     

导弹空中挂飞分离试验仿真计算

导弹设计时必须考虑其投放过程中与载机分离时的安全性问题.利用计算机数字仿真技术进行导弹分离安全性分析是一种非常经济、有效的方法.在某型导弹挂飞试验中,我们以Euler方程和刚体六自由度运动方程为理论基础,完成了对该某型导弹在试验选定的各种速度、迎角下的投放分离轨迹进行了计算仿真,取得了非常满意结果,载机实际试飞验证表明,试验数据与理论计算结果十分吻合.该结果也证明了Euler方程和刚体六自由度运动方程在工程应用上是非常有效的,特别是对于具有一定长细比结构体的空中运动轨迹分析计算是非常适用的.