Coupling damage and reliability model of low-cycle fatigue and high energy impact based on the local stress–strain approach

Fatigue induced products generally bear fatigue loads accompanied by impact processes,which reduces their reliable life rapidly. This paper introduces a reliability assessment model based on a local stress–strain approach considering both low-cycle fatigue and high energy impact loads.Two coupling relationships between fatigue and impact are given with effects of an impact process on fatigue damage and effects of fatigue damage on impact performance. The analysis of the former modifies the fatigue parameters and the Manson–Coffin equation for fatigue life based on material theories. On the other hand, the latter proposes the coupling variables and the difference of fracture toughness caused by accumulative fatigue damage. To form an overall reliability model including both fatigue failure and impact failure, a competing risk model is developed. A case study of an actuator cylinder is given to validate this method.     

基于损伤型本构高过载下装药强度数值仿真方法研究

为了准确反映改性双基推进剂装药在高过载发射条件下的破坏情况,采用基于含累积损伤的非线性粘弹性本构模型,利用ABAQUS有限元软件二次开发的UMAT子程序,对某型火箭弹在过载发射情况下的装药进行了数值研究,分析了装药在高过载条件下的变形行为和力学特性。结果显示,在最大加速度为1.39×104g的高过载下,最大应力发生在装药底部内孔处;装药径向尺寸变化很小,可以忽略发动机壳体对装药外表面的约束而将其视为自由表面。比较了最大应力强度准则和累积损伤准则对装药在加速度冲击和压强端面冲击载荷下破坏的判断,两种判据的结果都表明,装药在高过载冲击载荷下没有被破坏。     

基于损伤力学的金属材料韧性断裂失效分析

金属韧性断裂是损伤累积的结果,以孔洞演化理论和细观损伤力学模型为基础,将韧性断裂机制

分为拉伸型和剪切型两种类型,提出了一个适用于不同变形路径的统一形式的韧性断裂准则。通过编写用户

材料子程序VUMAT,将韧性断裂准则嵌入到ABAQUS 有限元软件的准静态算法主程序中,模拟了航空铝合金

LY12CZ(Kt =1 和3)单向拉伸时材料损伤累积、裂纹萌生、扩展直至韧性断裂的物理全过程,并通过拉伸试验

验证了模型的有效性。韧性金属材料孔洞断裂机制研究表明,单调加载过程中宏观裂纹的形成是孔洞在夹杂

物和第二相微粒周围形核、长大直至聚合的结果。

     

结合损伤力学与有限元方法预估铆接结构疲劳寿命

利用飞机铆接试验件疲劳试验数据,结合损伤力学与有限元方法,通过MATLAB调用ABAQUS进行损伤演化方程参数的遗传优化反演。将反演得到的损伤演化方程用于飞机结构疲劳寿命预估中,对机翼蒙皮锪窝形式的铆接结构进行了寿命计算和分析,并与试验数据作对比,证明了方法的可行性。     

舰载直升机金属动部件寿命控制技术研究

在分析现役老龄化舰载直升机动部件载荷特点的基础上,结合直升机所处的海洋腐蚀环境,讨论了舰载直升机的损伤类型和损伤容限寿命管理方法在其寿命分析中的应用,比较了损伤容限法应用于舰载直升机动部件与应用于固定翼飞机的不同点,重点讨论了损伤容限方法应用于工程实践亟待解决的关键技术。     

复合材料在飞机主承力结构上的应用及无损检测标准

综述了国内外飞机复合材料主承力结构、机身应用现状及航空制件质量验收标准应用概况,阐述了航空复合材料零件验收标准的制定依据和原则,以及航空复合材料无损检测验收标准的主要内容;对比并分析了国际主要航空企业的无损检测验收标准,简述了飞机复合材料主承力结构及机身无损检测标准的发展趋势。     

浅析运输类飞机经济舱头排旅客座椅头部损伤判据的影响因素

介绍了头部损伤判据HIC的概念、适航要求及影响运输类飞机客舱头排旅客座椅HIC的相关参数;叙述了旅客座椅头排距、头部撞击壁板的刚度、安全带织带伸长率、乘坐摩擦系数等参数的影响和重要程度;对如何设计符合HIC要求的经济舱头排旅客座椅和壁板提出了建议。     

基于损伤力学预估点蚀疲劳寿命有限元法

飞机使用环境谱的不断变化会对机体结构造成腐蚀损伤,工程上难以在外场环境下进行实时损伤检测与疲劳性能试验。点蚀作为腐蚀的初始阶段,危害性大,部位也难以预测。采用损伤力学和有限元相结合的方法,以材料疲劳S-N数据为基础,将点蚀损伤认为是一种初始缺陷,建立基于损伤力学假设的点蚀损伤疲劳寿命预估方法,并提出一种改进型损伤参数反演方法。对点蚀疲劳失效过程进行数值模拟,模拟结果与试验结果吻合,证明该方法应用于金属材料点蚀疲劳问题中是合理的、可行的,为后续实际预腐蚀损伤疲劳研究奠定了基础。     

金属任意腐蚀损伤量的日历寿命计算模型和曲线

国际机械日历寿命研究,都是在假设已知腐蚀损伤容限Dc的前提下,求在这个Dc下的金属日历寿命。为了便于应用,本文不再假设腐蚀损伤容限Dc为已知数,而是把Dc当做变量,求金属任意腐蚀损伤量Di的日历寿命。本文通过多方面深入研究,发现腐蚀试验溶液的浓度dt与试验时间Ht的乘积除以试验获得的腐蚀损伤Dt等于一个常数。由此给出一种简单易行的金属任意腐蚀损伤量日历寿命的计算模型和相应的求解曲线。由此模型或曲线,可求得金属任意腐蚀损伤量的日历寿命。     

内埋电阻丝阵列检测复合材料表面裂伤初探

探讨了用层间埋置Ｎｉ－Ｃｒ合金丝构成局部网络实现对复合材料表面损伤位置和损伤程度检测。对表面裂纹尖端附近的应力场分布进行了分析，并将试验结果与预测结果进行了比较。实验结果表明：Ｎｉ－Ｃｒ合金丝阵列可以在玻纤／环氧树脂复合材料中用作传感元件，合金丝阵列所反映的裂端附近应力场分布是合理的。