平稳随机载荷历程下的疲劳裂纹扩展规律预测

工程中多数裂纹构件的受载是随机的,为了更合理、更准确地预测出服役裂纹构件的剩余寿命,针对裂纹构件承受平稳随机载荷且载荷历程的具体特征、载荷水平及载荷作用频度未知的情况,提出了一种预测疲劳裂纹扩展寿命的新方法。该方法根据一段时间对裂纹扩展情况的跟踪观测,推断裂纹扩展规律,实现疲劳裂纹扩展剩余寿命预测。根据应力大小与载荷作用频度是否均已知,将该方法分为两阶段观测法与单阶段观测法。结合一个具体的工程案例,详细阐述了该方法的应用,且验证了其可行性。所提出的方法应用方便、操作简单,可作为工程中预测疲劳裂纹剩余寿命的一种依据。     

修理问题中层压板特性的工程估算方法

研究了层压板修理中对无损、开孔以及具冲击损伤情况下力学性能的简便工程计算方法。根据自行设计的试验及其相关文献的试验结果,采用Heslehurst关于层压板弹性常数及强度的估算方法时数据进行了分析,同时把其对开孔板得到剩余强度的估算方法推广到合冲击损伤在内的损伤结构剩余强度。多种材料体系和铺层方式组成的层压板的试验和计算对比表明,该工程算法给出的精度大都在20%以内。因此可以用该算法来确定结构的修理容限的下限。     

加密 |n|+k bit明文的高效公钥概率加密体制

基于二次剩余和高次剩余的困难问题,通过选择适当的参数,在不增加密文长度的情况下, 对Paillier和Pointcheval提出的公钥概率加密体制的效率和加密的明文长度进行改进,能以更高的效率加密|n|+k bit长度的明文消息,并分析了改进后加密体制的效率和安全性,改进加密体制的安全性与原加密体制的安全性、模n的高次剩余问题以及二次剩余问题等价.与原Paillier-Pointcheval加密体制相比,改进的加密体制具有加、解密效率高,传输数据量低,加密明文长等特点.      

复合材料剩余刚度概率模型研究

纤维增强树脂基复合材料(Fiber reinforced polymer,FRP)的疲劳剩余刚度分布数据是FRP结构疲劳可靠性评估的基础数据之一。本文首先提出了一种剩余刚度概率模型。该模型的中值曲线为指数函数和线性函数的组合,且在给定归一化寿命下的剩余刚度服从正态分布。然后完成了两种铺层的玻璃纤维和碳纤维试件静载及疲劳试验,得到两种材料不同载荷下的剩余刚度变化曲线。通过研究发现,本文提出的模型可以较好地描述试验结果。     

考虑脆弱性的航空发动机剩余寿命预测

比例危险模型采用协变量的方式综合多个参数实现对系统的剩余寿命预测,已在航空发动机中得到了应用。然而由于传统比例危险模型是以假设多个研究样本独立同分布,即基本失效率相同为基础的,但对于航空发动机而言,由于运行环境和使用的不同,基本失效率存在差异。研究表明,忽略样本之间的差异会导致估计结果存在严重偏差。为此,本研究将引入用于表达样本之间非独立性的脆弱性概念,针对航空发动机,建立更具普遍性的脆弱性比例危险模型,首次应用于航空发动机的剩余寿命预测。通过实例表明,基于脆弱性比例危险模型得到的预测结果平均误差为4.6%,而基于传统比例危险模型的预测结果平均误差为6.9%,验证了脆弱性比例危险模型在航空发动机剩余寿命预测中的有效性。     

含低能量冲击损伤碳纤维层合板剩余压缩强度分析

T700/DS1202碳纤维层合板是一种目前在国内无人机领域广泛使用的复合材料.在对T700/DS1202碳纤维层合板冲击损伤及压缩后的损伤扩展情况试验检测的基础上,分析了含低能量冲击损伤层合板在压缩载荷下的破坏机理,并采用有限元法进行了模拟.结果表明,15J是冲击损伤的门槛值,当冲击能量大于等于该值时,层合板剩余压缩强度降至90％以下;压缩时冲击损伤处分层,并从心部扩展至边缘,造成层合板最终失效.     

高温下阻气膜对真空绝热板使用寿命的影响

为进一步提高真空绝热板保温隔热性能、延长使用寿命、完善制作工艺,在介绍真空绝热板基本构成的基础上,对其使用寿命进行了界定;从隔气结构出发提出影响真空绝热板使用寿命的理论依据,建立了相应的数学模型,并通过高温老化实验进行验证。实验结果与理论分析基本拟合,结果表明真空绝热板在高温环境(50/70℃)中应用会加快其阻气膜的老化速度。     

塑料人工加速老化试验方法及老化失效分析

主要分析了塑料材料的老化机理,介绍了塑料材料的几种人工加速老化试验方法。分析研究了塑料及其制品的使用、贮存寿命及人工加速老化与自然老化的相关性,研究分析了依据塑料材料的多项力学性能变化来判断其老化失效的可行性。     

一种飞机结构日历寿命延寿方法

针对若干现役飞机年飞行小时数较低的情况,提出了一种充分发挥其疲劳寿命潜力的日历寿命延寿方法.通过对达到日历总寿命的结构损伤状况分析,以一般环境下疲劳定寿结论和日历寿命指标为前提,以考虑腐蚀环境的寿命评定技术为基础,依据飞机的飞行和修理记录,确定结构的疲劳裕度和继续使用年限,从而给出各种典型使用情况下的日历延寿结论.该方法为老龄和现役飞机达到日历总寿命后继续安全有效地服役提供了明确可行的技术途径.     

确定飞机结构WFD平均行为的寿命升降法

广布疲劳损伤(WFD)问题严重威胁飞机结构的完整性和安全性,为确定支持飞机结构广布疲劳损伤评定和维修大纲的有效性限制,需要先确定飞机结构的广布疲劳损伤平均行为。以疲劳应用统计学中强度升降法的理论为基础,提出了确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法,在不同寿命级上进行疲劳试验,继而进行剩余强度试验,判断剩余强度是否满足要求,当相邻2个寿命级上出现相反结果时,取2个寿命均值为正好满足剩余强度的寿命,重复试验并统计分析得到广布疲劳损伤平均行为。以5细节多部位损伤结构为例,采用提出的寿命升降法,测得了其在指定载荷条件和剩余强度下的广布疲劳损伤平均行为。提出的寿命升降法以疲劳可靠性为理论基础,不依赖于结构的具体形式和受载情况,对多部位损伤和多元件损伤结构均适用。