基于平均扩展速率的裂纹扩展模型

不同于基于线弹性断裂力学（LEFM）的经典裂纹扩展模型,基于平均扩展速率的裂纹扩展模型通过形式简单的经验公式来描述随机载荷谱下单位飞行小时的平均裂纹扩展,该模型将随机谱当作"当量常幅谱"处理,模型中仅有两个特征参数,反映了所有复杂的载荷顺序效应及其他影响。基于该模型,进一步提出速率类比法则,可基于试验谱下扩展速率对未试验谱下扩展速率进行合理预测。首先介绍了基于Frost&Dugdale公式和基于Paris公式的平均扩展速率模型的内涵及参数推导方法,然后通过典型机身框关键部位模拟件在多种随机谱下的疲劳试验数据对平均扩展速率模型和速率类比法则进行试验验证。经对比分析,推荐使用基于Paris公式的平均扩展速率模型。经验证,采用基于Paris公式的模型和速率类比法则,可实现随机载荷谱下裂纹扩展速率和寿命的高精度预测。同时,速率类比法则的准确度与理论参数推导时选取的经典LEFM模型有关。平均扩展速率模型和速率类比法则为外场飞机单机寿命监控提供了一种可靠的疲劳寿命预测方法。     

提高电动加载系统输出平滑的CMAC复合控制

CMAC(Cerebellar Model Articulation Controller)和PD(Proportional Derivative)复合控制算法有时因输出不平滑会引起加载电机抖动而影响控制效果.通过对该输出不平滑问题进行分析,提出了一种新的提高输出平滑性的改进CMAC复合控制算法,该方法通过新的权值更新公式,在权值更新时直接达到减小误差和提高输出平滑性的目的.仿真和实验结果表明:改进后的算法能够有效提高输出平滑性,降低了21％的稳态误差,且保证在加载时有良好的稳定性和抗干扰能力.     

脉冲发动机中金属膜片式隔舱动态破坏过程研究

为了实现固体火箭发动机的多脉冲启动功能,设计了一种金属膜片式隔舱(PSD)结构,利用断裂力学理论和圆板大挠度理论建立了金属膜片的设计公式,根据燃烧室的使用要求确定了打开压强为2.2 MPa的金属膜片尺寸,利用脆性断裂模型模拟了膜片的破坏过程,得到其打开压强为2.15 MPa,有限元数值计算结果与公式计算结果符合较好。设计了金属膜片打开破坏的单项试验,5次试验平均打开压强为2.10 MPa,数值模拟的破坏形式与试验结果一致。通过区间估计,计算了膜片真实平均打开压强置信度为90%的置信区间为[1.90 MPa,2.30 MPa],该范围可以较好满足脉冲发动机的使用要求。     

民机典型前缘结构抗鸟撞分析研究

为保障飞行安全,CCAR25 部对民机结构抗鸟撞性能提出了严格的指令性要求,须对机翼前缘、平尾前缘和垂尾前缘等典型前缘结构进行鸟撞分析。鸟撞分析涉及到结构的动力学分析、鸟体的本构关系模拟、材料的高速非线性效应以及结构大变形等多方面因素的影响,相关的计算复杂,会耗费结构设计人员大量的精力和时间。通过采用经验公式和仿真分析方法对前缘结构抗鸟撞性能进行快速的分析,可达到对结构的抗鸟撞能力进行快速预估并从而指导设计的目的。     

科技期刊中数学公式的规范表达

科技期刊中公式表达普遍存在着以下问题： （1）缺乏公式文献来源说明。很多作者在写科技论文时参考了某一中、英文文献,从文献中引出了公式,但在文中没有对公式的来源进行说明;有些作者是研究某个领域的专家,在该领域中研究很深入,在他的意识当中,想当然地认为这些公式“就是这样的”,没必要对其进行推导或证明。     

“勇气”号轶事

在度过了2210个火星日之后,"勇气"号火星车和地面失去了联系。不过有关它的一些轶事也许会永远流传下去。"勇气"号是美国火星探险漫游者任务中两辆火星车之一。2004年在火星上着陆,原本设计寿命只有90天的它却一直工作了6年。初到火星,"勇气"号便出现了计算机故障。恢复之后,它对火星岩石进行了首次人为的研磨,以便研究其内部构造。此外,"勇气"号还经历了小尘暴的洗礼,就此焕发了活力。不过,它最终身陷火星的软土,冻僵而和地面失去了联系。     

直升机行星架疲劳裂纹扩展寿命预测

直升机行星齿轮保持架（简称行星架）是传动系统的重要部件,其可靠性对于直升机的飞行安全至关重要。行星架疲劳裂纹故障的发生、发展受多种因素影响,其故障诊断和寿命预测都有难度。为准确预测行星架疲劳裂纹寿命,研究了其裂纹故障发生、发展规律,提出了基于对数线性的方法,将裂纹扩展过程离散化处理,采用Paris公式,定量描述裂纹扩展速率,结合Miner准则,累积其疲劳损伤过程,最终得到随裂纹长度变化的行星架剩余使用寿命数值。利用有限元软件ANSYS Workbench的疲劳寿命模块对计算得到的数值结果进行了仿真对比,验证了方法的精确性和有效性。      

倾听太阳的心跳

日震学家们又捕捉到了一种发生在太阳表面的振动,终于有望揭开太阳内部动力机制的面纱了.     

固体火箭发动机的一种点火药量估算方法

针对传统经验公式估算点火药量存在的不足,从固相点火理论出发,推导得到固体发动机点火药量的计算公式.对不同配置的固体火箭发动机进行点火药量验算的结果表明,该公式估算的点火药量与发动机真实试验药量基本一致,估算精度明显优于传统经验公式,且公式通用性较好.