固体推进剂裂纹扩展研究综述

介绍国内外关于固体推进剂裂纹扩展的研究现状,总结固体推进剂裂纹扩展的试验研究和理论分析方法,归纳影响固体推进剂裂纹扩展的各种因素。分析认为:采用拉伸装置研究有裂纹推进剂力学性能和利用高速摄影系统研究裂纹燃烧和扩展情况是当前主要的研究手段;发动机燃烧室内压力、升压速率、裂纹形状尺寸和推进剂燃速是装药裂纹扩展的重要因素;必须进一步开展各因素和裂纹扩展的定量关系研究。     

高速旋转发动机叶片模型的断裂力学分析

建立了带裂纹平板叶片的断裂力学模型.首先由已知参考均布载荷下的应力强度因子,得到了带裂纹叶片的权函数;然后根据权函数思想,推导出了高速旋转叶片裂纹尖端处的应力强度因子公式;最后,由断裂准则给出了叶片飞断时临界转速的估算方法.算例研究表明,裂纹的深度和位置对裂纹尖端处的应力强度因子和叶片飞断时的临界转速有很大的影响.      

航空发动机涡轮盘裂纹扩展分析

在计算分析含有角裂纹等厚空心盘应力强度因子基础上,针对某涡轮盘螺栓孔周向应力最大处建立孔边角裂纹的有限元模型;利用J积分法,计算得到不同尺寸裂纹前沿的应力强度因子;采用2自由度法描述扩展过程中裂纹前沿形状的发展,对角裂纹引起的轮盘裂纹扩展过程进行了有限元模拟;最后得到涡轮盘的裂纹扩展寿命。     

机翼用铝合金材料原始疲劳质量对比

当前航空工业的发展对于超高强铝合金材料的需求十分迫切,实现该材料的国产化并达到良好的质量效果至关重要。为了对中国航空工业中常用的7XXX新型铝合金材料的原始疲劳质量（IFQ）进行评估,选取裂纹萌生时间（TTCI）和当量初始缺陷尺寸（EIFS）作为对比参量,分别对中国飞机机翼用7XXX紧固孔试件和俄系BXXX紧固孔试件开展了低、中、高3种应力水平下的疲劳试验,通过对比分析得到了两种试件在不同应力水平下的TTCI趋于一致,最大仅相差3.71%;得到了每个试件的EIFS,应用疲劳统计学方法验证了两种试件材料各自的EIFS值无显著性差异;提出了一种不同超越概率下的结构细节当量初始缺陷模型,直接有效地对飞机结构细节的质量风险进行了评估;建立并对比分析了两种试件结构细节的通用EIFS分布,结果均小于中国军用手册规定的0.125 mm,且在超越概率为5%时,7XXX材料的通用EIFS值要小于BXXX材料的通用EIFS值。     

基于时频分析的裂纹转子碰摩故障特征研究

为研究转子系统耦合故障特性,采用有限元方法建立了含有横向裂纹、转静碰摩的非线性转子动力学模型。首先研究了不同转速下裂纹、碰摩单一故障下转子系统的振动响应,其次研究了两种故障耦合情况下系统的振动响应特征。采用波形图、FFT谱图、瞬时频率和Hilbert-Huang时频谱(HHS)相结合的方法对故障转子振动信号进行了分析。分析结果表明:运用多种时频分析相结合的方法可以较为全面地了解转子的故障特征,裂纹转子在1/5、1/3临界转速时会发生较为明显的5X、3X谐波,且裂纹的产生会导致响应幅值增大,从而引起更为严重的碰摩。     

含腐蚀预损伤铝合金2024-T62的疲劳断裂行为及基于断裂力学的寿命预测

针对2024-T62铝合金薄板系统地开展了腐蚀预损伤对材料疲劳S-N曲线、小裂纹萌生行为、长短疲劳裂纹扩展及物理小裂纹门槛值扩展行为的影响等试验研究.结果表明:腐蚀预损伤对材料疲劳S-N曲线及材料疲劳小裂纹萌生行为有明显的影响,但时材料长短裂纹扩展及物理小裂纹门槛值扩展行为没有明显的影响.通过假定腐蚀预损伤为初始小裂纹...     

Ti/Cu接触反应液相层等温凝固过程研究

针对Ti/Cu接触反应液相层在等温凝固过程中的组织形貌、反应相及成分分布规律进行研究.以Cu/Ti/Cu嵌入式整体结构试验件为试验对象进行等温凝固试验,研究等温凝固过程中,Ti/Cu扩散偶界面微观组织形貌的演变过程、反应相出现以及成分分布规律.     

飞机环形结构的超声检测

分析对飞机“Ｕ”形环状结构件进行原位超声检测的三种方法,并指出了磨制探头斜楔时应注意的问题．     

疲劳多裂纹扩展随机模型

建立了含相互干扰多裂纹结构的裂纹扩展随机模型.提出了远源裂纹、近源裂纹、概率寿命曲面等概念.给出了相互干扰多裂纹扩展随机微分方程的统一表达形式.在工程基本假设的基础上简化了相互干扰多裂纹扩展过程的计算.在此基础上可进一步分析含相互干扰多裂纹结构的可靠性,可直接应用于工程实践.