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711.
本文简要介绍了纤维增强复合材料损伤研究及其宇航压力容器损伤破坏研究的现状,着重介绍了复合材料结构损伤力学和无损检测的研究情况,并提出了其设计,工艺、运输、存放及实验中应注意的某些关键问题。 相似文献
712.
针对石英纤维与碳纤维混杂加筋壁板,研究其在剪切载荷作用下的极限承载能力,分析其损伤破坏模式。使用二维Hashin准则和二次名义应力准则作为混杂复合材料加筋壁板的层内和层间失效判据,建立了考虑渐进损伤的剪切破坏分析模型,并在ABAQUS有限元软件平台进行建模与求解。开展了石英纤维与碳纤维混杂加筋壁板剪切试验,测量其破坏载荷,获得其典型破坏模式。仿真结果与试验结果的屈曲载荷和破坏载荷相对误差均在15%以内,破坏模式一致,验证了该建模分析方法的可行性与有效性。 相似文献
713.
SiCp/Al复合材料属于典型的难加工材料,其SiC颗粒增强相的存在使得切削加工时材料已加工表面极易出现基体撕裂、微裂纹、微空穴等缺陷。为了实现SiCp/Al复合材料的高效低损伤加工,从切屑形成机制、表面完整性和刀具磨损等方面总结SiCp/Al复合材料切削加工性能及其影响因素,研究表明,该材料增强相颗粒去除方式和去除机理对表面形成过程影响显著;探讨了SiCp/Al复合材料塑性域加工机理和塑脆转换临界条件获取方面的研究进展,综述了表征SiCp/Al动态力学性能的宏微观建模方法,分析了多尺度多相耦合切削加工有限元仿真的热点和难点问题;指出了低温微切削、超声辅助微切削、激光辅助微切削等是实现SiCp/Al复合材料协调变形和塑性域加工工艺条件的发展方向。 相似文献
714.
载荷谱的分散性是影响机群疲劳可靠性寿命的重要因素,阵风载荷是运输类飞机重要的损伤来源。为研究运输类飞机阵风载荷谱的损伤分散性,基于离散阵风模型,对调研得到的多个运输机型号的实测阵风速度超越数数据进行了统计分析;假定指定阵风速度下的超越数服从对数正态分布,建立了阵风速度超越数的分散性模型。采用Monte Carlo方法抽样得到单机阵风速度超越数曲线,得到单机随风载荷过载谱,计算得到单机阵风载荷谱损伤,对机群的阵风载荷谱损伤分散进行了研究,结合3个机型的使用剖面进行了算例分析。结果表明:运输类飞机的阵风载荷谱损伤服从对数正态分布,分散性取值与使用剖面密切相关。 相似文献
715.
为了分析Lamb波在健康铝板和通孔铝板上的传播规律,提出基于Lamb波的损伤信号获取仿真方法。首先绘制3 mm铝板的群速度和相速度频散曲线,然后调制激励信号,在有限元软件Abaqus中建模仿真,获得Lamb波在铝板上的信号,最后再将各信号带入损伤因子公式中计算SDC值。研究结果表明:距离激励点的位置越远,Lamb波衰减的越厉害;相同位置,接收到完整板的信号幅值大于损伤板;传感器距离损伤位置越近,损伤因子越大。研究结果为无损检测成像技术提供理论支持。 相似文献
716.
有限元模拟鸟撞风扇叶片损伤成本高,为解决工程问题,采用经典叶栅鸟撞切割模型建立了鸟撞风扇叶片动载荷数学模型,结合鸟撞部件试验结果,以拟合技术明确风扇叶片损伤程度与最大关键动载荷计算值间的函数关系,形成叶片损伤预测响应面,实现对鸟撞风扇叶片损伤的快速预测,并建立基于响应面法的鸟撞风扇叶片损伤预测工作流程。结合涡扇发动机吞鸟试验技术要求、风扇结构设计特征及已开展的鸟撞部件试验结果,建立叶片损伤预测响应面,初步识别2种鸟撞方案的径向弯曲、弦向弯曲,并计算撕裂范围分别不超过0.3867和0.3941,撕裂与弦向弯曲相关性显著,呈抛物线变化趋势。结果表明:预测的损伤在可接受的安全性水平范围内,预测方法能够识别损伤范围及趋势,可为后续鸟撞有限元模拟、试验策划、安全性分析、风扇叶片抗鸟撞设计等工作提供量化的技术支持。 相似文献
717.
718.
无损检测可靠性与寿命控制方法 总被引:7,自引:0,他引:7
提出一种测定缺陷检出概率曲线的方法, 成功地解决了传统方法无法解决的检出频率波动性和非单调性问题, 给出了缺陷检出概率置信下限公式和POD/CL裂纹尺寸公式。并且提出控制寿命的新概念, 给出了最佳检查周期和最佳独立检测次数方法, 该方法既可以有效地控制裂纹漏检概率, 又可以控制结构的裂纹扩展寿命和检查周期, 从而可对结构进行概率损伤容限设计。 相似文献
719.
720.