斜裂纹航空液压直管振动特性分析

为了研究含裂纹航空液压直管的振动响应特性,防止液压管路系统出现灾难性失效,针对液压直管可能出现的斜裂纹故障,考虑剪切力以及剪切系数的影响,推导出斜裂纹液压直管的局部柔度系数表达式,从而建立斜裂纹液压直管流固耦合有限元模型.利用Newmark-β积分法求解了液压直管的振动响应,将数值计算结果与试验测试结果对比分析,验证了...     

国产碳纤维复合材料开孔拉伸失效分析与预测

基于国产碳纤维复合材料含孔层合板失效模式和损伤机理研究,结合试验分析建立了符合其失效机理的有限元模型,并在有限元模型中研究了不同失效准则对剩余强度计算结果的影响,通过比较试验数据与数值模拟结果表明:二维模型能比较准确地预测国产碳纤维复合材料含孔层合板的剩余强度,破坏载荷的数值模拟与试验数据的相对误差为7.9%,而拉伸模量的相对误差为5.6%.      

Weibull分布定时无失效数据寿命分散系数

提出一种Weibull分布定时无失效数据疲劳寿命分散系数修正方法,定义了定时无失效数据情形下分散系数的修正系数,推导了其计算公式.定时无失效数据与完全数据截然不同,因此其疲劳寿命分散系数明显不同,从疲劳分散系数的定义出发,分别对定时无失效数据情形下基于平均寿命、特征寿命、中位值寿命、最小寿命及最大寿命的两参数Weibull分布疲劳寿命分散系数进行了修正.最后对完全数据与定时无失效数据条件下分散系数计算数值进行了对比分析,结果表明分散系数的修正充分利用了产品的寿命信息,提高了产品安全寿命的预测精度,且修正系数易于计算,便于工程应用.      

飞机结构件最大腐蚀深度的统计规律分析

建立在铝合金翼梁缘条腐蚀损伤数据的基础上,运用数理统计的方法,对飞机结构高强度铝合金件在机场使用到一定日历年限后的最大腐蚀深度的统计规律,进行了分析研究,建立了铝合金结构件的腐蚀失效模型及统计分布函数.利用此分布规律可估算铝合金结构件的最大腐蚀深度.     

等离子涂层热疲劳失效模式及失效机理研究

开展了等离子涂层构件热疲劳实验研究,对失效过程及失效模式进行考察,分析了对失效起主导作用的应力分量.针对陶瓷层材料引入粘塑性本构模型,对涂层的热疲劳进行数值模拟研究.分析表明,氧化层厚度为2 μm时,陶瓷层波峰位置容易萌生Ⅰ型横向裂纹,界面中部偏上位置容易萌生Ⅱ型横向裂纹;氧化层厚度为8 μm时,陶瓷层内部法向应力主导横向裂纹的扩展;不同厚度的氧化层内部将形成较高的应变能密度.给出了等离子涂层内部裂纹形成过程及机理.      

飞机结构腐蚀损伤加速因子研究

加速腐蚀法是研究飞机腐蚀与腐蚀疲劳的基础.基于腐蚀失效概率相等的原则提出了建立不同服役环境之间的加速腐蚀当量关系--加速因子概念,并且得到了失效机理不变的必要条件.其结论对飞机结构可靠性评估、加速腐蚀试验及加速寿命试验均具有较高的使用价值.     

电脉冲除冰系统的除冰实验与数值模拟

搭建了电脉冲除冰实验台,完成了脉冲放电500V时的除冰实验,获得了三次除冰激励后的除冰效果.同时,为数值模拟除冰过程,求解了除冰动力即铝板在涡流场作用下的脉冲压力分布,建立了冰-铝板三维有限元分析模型,利用ANSYS单元生死技术瞬态非线性分析了冰层的失效单元,比较了Labeas冰层失效准则与第一强度理论分析冰层失效的效果.结果表明:加载除冰激励后,利用第一强度理论数值仿真去除冰层范围的结果更符合本次除冰实验.      

复合材料整体化结合界面失效模拟方法研究

复合材料结构界面失效分析有助于复合材料整体化结构细节设计,有必要进行界面失效问题分析.针对复合材料整体化结合界面进行有限元数值模拟失效分析方法研究,对承受不同载荷的结合界面选用不同的建模方法和失效模型.对于层压板失效,在Tsai-Hill判据基础上,增加破坏能判据;对于界面失效,提出基于应力、应变和破坏能的多级判据及其衰减方法.结果表明：本文方法建模简单、计算速度较快、计算结果与试验值吻合性好,可为复合材料整体化结构设计提供工程实用的分析方法.     

钛-钢螺栓搭接件涂层腐蚀失效分析及影响

涂层是飞机的主要防腐体系,涂层局部破损失效后往往对其他完好区域产生影响,但有些位置比较隐蔽难于发现,给飞行安全带来了隐患。模拟飞机服役环境,对钛-钢螺栓搭接件进行腐蚀试验,基于电偶腐蚀数学模型,选取相应的边界条件,用有限元法分析了搭接件表面涂层失效原因及影响。结果表明,涂层失效过程分三个阶段,电偶腐蚀效应使搭接件周围形成电场,在电势梯度作用下,Cl^-发生定向加速移动,导致电渗起泡。随着涂层失效面积的增加,阴、阳极面积比例不断变小,阳极腐蚀得到减轻;最大腐蚀电流密度的位置发生变化,数值变小,降低了发生点蚀的风险。通过对搭接结构周围溶液腐蚀电场的计算,可以预测涂层失效区域,为飞机涂层体系的维护保养提供技术支持。     

某型机飞机典型构件失效分析

本文较详细的分析了某型飞机典型构件的失效原因 ,并对关键部件作了深入细致的腐蚀失效分析。针对分析结果 ,提出了较为具体的腐蚀控制措施 ,为飞机的设计维护提供了依据     

基于人工神经网络的预腐蚀铝合金疲劳性能预测

 通过对BP神经网络算法分析和收敛性改进,从获得的预腐蚀和疲劳试验数据中通过训练建立了LY1 2CZ铝合金腐蚀性能和疲劳特性与预腐蚀温度和时间的映射模型,从而可预测铝合金在一定预腐蚀环境谱下的最大腐蚀深度和疲劳特性。神经网络算法采用 BP算法 ,网络结构采用2-4-2形式。结果表明 ,神经网络用于预腐蚀铝合金的腐蚀状况和疲劳性能预测是可行的     

考虑流体介质影响的管路模态特性分析

针对航空发动机外部管路的动力学设计需求及湿模态特性求解问题。应用铁摩辛柯梁理论和能量法推导得到流体质量、压强、流速等综合影响下的管路湿模态振动方程,并基于软件ANSYS现有管单元,通过引入自定义附加刚度和阻尼单元建立了流体压强和流速影响项的等效方法,实现了考虑流体因素影响的管路模态特性计算。结果表明:流体压强引起的横向压力差会降低管路弯曲刚度,而压强引起的轴向张力会提高弯曲刚度,压强作用效果与管支点的轴向约束程度和管材泊松比有关。流体速度对管路湿模态影响与边界条件、振型和管路轴向伸长有关,在高流速时,模态频率可能为零,即出现屈曲失稳现象。      

航空发动机外部管路调频方法研究

为了使航空发动机外部管路调频工作简化和效率提高,运用有限元方法、通过计算机仿真,对航空发动机外部管路模态进行计算分析,得到了卡箍约束位置对外部管路1阶固有频率的影响规律;引入管路等效长度和等效系数的概念,总结得到典型结构管路的管长等效系数值;综合卡箍约束位置对外部管路固有频率的影响规律、典型管路结构的管长等效系数和工程实际经验,归纳得到管路调频的一般工作步骤,用于指导管路调频工作,显著地提高了管路调频工作效率。     

飞机燃油管路功能可靠性及其灵敏度分析

基于哈根-伯肃叶公式,建立了考虑各种流动损失的飞机典型燃油管路系统的失效模型,采用蒙特卡洛法进行可靠性建模,在考虑管长、管直径和液体密度等参数随机分布的基础上,利用该模型分析了不同飞行状态下和使用不同渐扩管时飞机燃油管路系统的功能可靠性。并利用蒙特卡洛法对燃油管路的功能可靠性灵敏度进行了分析。研究结果可为飞机燃油管道系统设计和评估提供依据。     

燃气轮机燃烧室中的管路设计

燃气轮机燃烧室中的管路主要用于供油、引气和测试等,其重要性往往易被忽视,而成为故障易发部位。为了提高燃气轮机燃烧室管路部件的可靠性,从实际应用出发,分析总结了燃烧室的管路设计中需要考虑的管路材料、直径以及壁厚的选择,形状的确定,相配件的热膨胀协调、卡箍与支架的设计,振频及动应力计算与测试,焊接方式的选择与工艺控制,后期校形控制等主要因素。通过对以上各设计细节的控制,可以从根本上解决管路易出现的各种问题,降低燃烧室管路故障发生的概率。     

某航天器输氢管道系统结构完整性评估

为保障某航天器在服役年限内不发生事故,针对航天器上采用插入焊接技术的精密管道系统进行结构完整性评估。在考虑到系统存在整圈的环形未焊透缺陷基础上,结合工程实践,假设在焊接区域存在更危险的平面缺陷。首先,开展高压气相热充氢试验下的标准拉伸和三点弯试验得到管道系统材料"J-75"在临氢环境下应力应变曲线和断裂韧性。其次,采用有限元程序计算系统在内压、惯性载荷与离面位移作用下的应力分布,考虑到间隙配合中的不确定性,改变模型中的最大间隙多次模拟计算,发现最大应力位置基本不变,以此区域作为假想缺陷的具体萌生区域。最后,采用失效评估图（FAD）方法对存在4种缺陷模式的系统分别进行结构完整性评估。通过引入安全裕度的概念,发现系统在含有初始尺寸（0.15 mm）的4种平面缺陷时,均处于安全状态,并且安全裕度都在2倍以上;通过工程临界分析（ECA）发现随着缺陷尺寸的增大,系统中含有缺陷2（位于管道焊接区域最大应力处的轴对称平面且沿焊深方向扩展的缺陷）时最为危险,且当缺陷深度超过0.61 mm时将断裂失效;考虑到测试数据的弥散性,针对系统最危险的模式,以安全裕度为可靠性指标,将失效评估图方法与可靠性评价相结合,得到系统在含有尺寸为0.15 mm的缺陷2情况下保有足够安全裕度的可靠性下限值超过0.999 5。     

点蚀损伤7075-T6铝合金弹性性能计算模型的理论与实验研究

 点蚀坑是高强度铝合金材料中广泛存在的一种腐蚀形式,这种点蚀损伤会导致材料性能的下降,严重地威胁着结构的承载能力。根据点蚀损伤的特点,在细观力学的理论基础上,建立了点蚀损伤材料弹性性能计算的孔隙率模型。使用7075-T6铝合金,在连续酸性盐雾环境下进行预腐蚀。根据预腐蚀件的拉伸实验结果,对模型的正确性进行验证。模型计算与实验结果的对比证明了本文方法的可行性与正确性。     

海洋环境下机载电连接器腐蚀分析与失效机理

为分析海洋环境对机载航空电连接器的腐蚀情况的影响,将电连接器进行自然暴晒试验和实验室多应力加速试验,采用扫描电子显微镜(SEM)、X射线能谱仪(EDS)和光学显微镜等表征手段对试验件腐蚀程度、腐蚀区的微量元素定性定量分析。结果显示,电连接器的中间轴身和头部高应力接触区易发生腐蚀。电连接器主要的腐蚀方式有电应力腐蚀和电化学腐蚀。高温、高盐、高湿和高辐射的海洋环境加速了电连接器被腐蚀的过程。被腐蚀的电连接器局部镀层破损甚至脱落,基底材料暴露在外且被腐蚀和破坏,并形成大量的金属盐腐蚀产物,导致失效概率增加。出现失效的主要原因是电连接器的接触电阻增加、绝缘性能降低、电偶腐蚀、应力松弛和蠕变。     

机载电子设备在海洋环境中的腐蚀分析

为了分析清楚机载电子设备部件在海洋气候环境中发生腐蚀现象的原因。对发生腐蚀的壳体、螺钉和连接器进行取样,对样品的正面及切片的横截面利用扫描电子显微镜、X射线能谱仪、X射线光电子能谱仪和红外线光谱分析仪等技术手段进行分析。通过分析表明电子设备不仅遭受盐雾环境腐蚀,而且还有浸渍海水的现象。针对机载电子设备腐蚀分析的结果,结合工程设计经验,从机载电子设备结构设计、防护工艺两方面提出了具体的改进方法来避免或减少腐蚀现象的发生。     

轴向长度对旋转爆震发动机的影响

采用9组分19步基元反应模型,不考虑黏性、热传导和扩散效应等对流动的影响,对以氢气和氧气为反应混合物的旋转爆震发动机内流场进行计算,研究轴向长度对发动机性能的影响.研究表明:在一定范围内轴向长度对发动机比冲影响很小,轴向长度过长时会降低发动机比冲.轴向长度对爆震波的压力形成影响很大,轴向长度过小时,爆震波压力不高,过大时,会导致斜激波压力衰减.随着轴向长度的增加,由于膨胀的作用,出口的压 力不断降低,轴向长度为200mm时,出口的平均速度最大,此时发动机比冲也达到最大值;周向速度明显减小,降低了周向速度对发动机的不利影响;推力密度峰值逐渐下降;激波前后密度差逐渐减小,这使发动机的推力偏心矩也不断降低,从而可有效地减小角散布等不利影响.