基于时间反转的复合材料结构损伤成像方法研究

将时间反转理论应用于结构健康监测技术中，可以显著提高Lamb波在板结构中有效成分的能量，从而解决了其低信噪比的问题。同时，利用时间反转对波源的自适应聚焦能力与图像处理技术相结合，提出了通过信号中有效成分的能量聚焦来显示损伤位置和区域的方法。在复合材料板上的实验结果表明，该方法突出了损伤处有用信号的能量，较为准确地对材料结构中的损伤进行了定位。     

基于连续介质损伤力学的高温微动疲劳寿命预测模型

建立了一种基于连接介质损伤力学(CDM)的高温微动疲劳寿命预测模型用以分析航空发动机榫连接结构在不同温度下的微动疲劳寿命。该模型在现有的基于非线性疲劳损伤累积(NLCD)模型微动疲劳寿命预测模型的基础上，引入温度相关的损伤速率因子以考虑温度对榫连接结构微动疲劳行为的影响。以某型发动机钛合金TC11燕尾榫结构模拟件为研究对象开展不同温度下的微动疲劳寿命数值模拟预测研究，预测结果与试验结果相比在2倍误差范围以内，证明了此寿命预测模型的有效性。      

基于先验概率优势关系的粗糙决策分析模型

针对含有不完全偏好信息的多属性决策问题,提出了基于先验概率优势关系的粗糙决策分析模型.首先分析了扩展优势关系和限制扩展优势关系的不足,在此基础上提出先验概率优势关系的概念,并得到先验概率优势关系下的粗糙近似;然后通过对比分析,证明了新模型较上述两种优势关系模型可使分类结果更加符合实际情况和人在数据处理过程中的直观感受.最后,通过一个实例验证了新方法的可行性和有效性.     

光学元件抛光亚表面损伤实验研究

设计光学元件抛光亚表面损伤检测实验,使用原子力显微镜(AFM)检测传统抛光亚表面塑性划痕与磁流变抛光亚表面塑性划痕的最大深度,通过比较验证磁流变抛光对亚表面塑性划痕的抑制能力;同时利用二次离子质谱仪的深度剖析功能检测磁流变抛光石英样件后表面水解层的深度,指出磁流变抛光属于低损伤性抛光技术。     

铝合金板广布损伤裂纹扩展顺序的数值分析

在三排45孔铝合金板广布疲劳损伤试验基础上,对模型进行了有限元计算,系统研究了广布损伤裂纹尖端相互影响因子分布和裂纹扩展顺序规律。结果表明:裂纹尖端相互影响因子βi,当受两个裂纹参数ai和aj影响时,其随着aj的增加而增加,随着ai的增加而减小;当受三个参数ai、aj和ak影响时,其随着aj和ak的增加而增加,随着ai的增加而减小。循环数N相等时,模式I扩展最快,模式II最慢,模式III的扩展间于模式I模式II之间,但比较接近模式II,这是由于模式III下孔裂纹比较接近于模型中间位置,受模型边界的影响较小。以上结论表明,在实际工程应用中,多裂纹出现在模型中间要比靠近边界安全。     

复合材料层压板冲击损伤双面扫描的声像分析

利用超声系统对复合材料层压板结构的冲击损伤双面扫描，探讨损伤声像在各层面上的分布状况，从两面扫描中分析其在对应位置声像不一致性成因，从而依声图像准确判定内部损伤空间位置、大小、缺陷性质及一般规律。通过层压板冲击损伤的双面扫描分析对比，分析了扫描面结果不一致性的几种成因。此项研究有助于对复合材料内部各层面损伤进行定性、定量分析，并为断层图像重建为三维模型提供依据，在一定程度上减少三维重建凭经验、想象的主观性随意性。     

飞机结构腐蚀损伤检测及可靠性研究

介绍了飞机结构腐蚀损伤检测方法及检测的腐蚀类型,对腐蚀损伤检测技术的优缺点进行了分析,给出了腐蚀损伤检测技术可靠性的评价。     

实心/空心杆结构的损伤容限与疲劳寿命估算

对飞机辅助动力装置的支撑杆(实心和空心)的损伤容限进行了研究.该研究探索一旦支撑杆损伤出现微小裂纹,飞机是否还能够安全着陆.首先,计算了两种可能用作支杆结构的裂纹应力强度因子KI,并提出了等应力强度因子的计算模型iso-KI,该模型避免使用材料参数,采用有限元法计算裂纹.然后,将问题进行了参数化,对于不同的材料、内外径比(Din/Dout)及外部裂纹扩展角(θ),得到了通用的应力强度因子KI与裂纹尺寸的关系.最后,用面向对象编程方法,将计算结果集成到程序中,在有统计载荷谱的情况下,可以估算出支撑杆的损伤容限寿命.     

SACMA和QMW试验方法对复合材料层合反低速冲击后压缩行为的影响

采用了SACMA标准和一种小试样试验方法对复合材料层合板低速冲击后的压缩（CAI）行为进行试验研究，从层合板的冲击损伤分布、冲击后压缩破坏过程，以及层合板的准静态横向压缩、开孔后压缩等多方面进行对比，结果表明，这两种试验方法存在很大差别，试验方法不同，层合板低速冲击后的压缩行为也不同；采用SACMA标准所测得的低速冲击后压缩强度更能全面反映基体韧性的优劣。作为CAI试验标准，小度样试验方法还有待改进。