钛合金扩散焊接头复合型疲劳裂纹扩展

设计并加工了TC4扩散焊接头紧凑拉伸剪切(CTS)试样。开展了不同加载角度下的Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展试验。试验结果发现:在加载角度小于45°时,裂纹均沿焊缝扩展至断裂,当加载角度达到45°以上时,裂纹开始出现沿与初始裂纹面呈一定角度的方向扩展至母材的情况。使用电子显微镜结合电位法获得了裂纹扩展a-N曲线。在此基础上,采用相互作用积分法计算复合型应力强度因子,以应变能释放率为参量对Ⅰ-Ⅱ复合型裂纹扩展过程进行了分析。考虑Ⅱ型裂纹所占权重引入复合比,并在此基础上建立了TC4扩散焊接头不同加载角度及载荷下Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展速率统一模型。      

基于高低周复合疲劳试验技术的叶片失效故障复现

针对某涵道尾桨风扇叶片在风洞试验中发生的断裂故障,基于叶片破坏模式和载荷形式,初步分析为离心载荷/低循环疲劳(LCF)和气动载荷/高循环疲劳(HCF)耦合作用导致的疲劳破坏。基于此,通过正交载荷解耦和协调加载控制等关键技术开展联合载荷作用下的叶片复合疲劳(CCF)试验技术研究和试验考核验证。试验结果表明,离心载荷控制精度优于±1%,气动载荷控制精度优于±8‰。试验应变响应频率与试验加载频率一致性较好,满足试验加载和控制的同步性要求。最终,通过对叶片故障复现验证失效原因分析的正确性,为叶片结构优化设计、寿命评估和复合疲劳试验奠定技术基础。     

陶瓷基复合材料螺栓渐进损伤计算与强度预测

为了准确预测陶瓷基复合材料螺栓的强度及损伤演化过程,建立了陶瓷基复合材料螺栓有限元模型,并采用渐进损伤模型实现了陶瓷基复合材料螺栓的失效分析,形成通用有效的陶瓷基复合材料结构渐进损伤有限元仿真方法。计算结果表明：陶瓷基复合材料螺栓在载荷1129N时萌生损伤。加载到失效载荷（1459N）时,损伤沿着螺纹槽扩展至整个螺纹槽。最后,损伤从螺纹槽扩展至螺杆中心导致螺杆断裂失效。螺栓的破坏位置在螺纹接触最上面的螺纹槽处,螺栓断裂的主要原因是材料的Z向拉伸破坏。     

多接头大载荷机翼加载处理方法

由于试验件缺少右外翼部分,对接接头多且复杂,试验考核载荷较大,给机翼载荷的施加带来较大难题。对三组接头设计独立的加载夹具,前中接头通过延伸加载力线间距的方式降低实际加载点载荷,依据上下接头处载荷方向相反的特点,设计不同的加载接头连接形式,保证了飞机实际对接接头的变形自由度。依靠坐标转换将后接头载荷进行调整,方便试验现场实施。该方法能够保证传递至接头上的载荷准确,避免了各接头之间的刚度匹配问题,且方便安装,满足试验要求。采用局部约束装置,有效避免了接头处有害损伤的产生,对接头起到实时保护。     

螺旋桨滑流对自转旋翼气动特性影响分析

自转旋翼机在前飞时螺旋桨滑流穿过桨盘平面,为研究螺旋桨滑流对自转旋翼的非定常气动干扰,基于RANS(雷诺平均Navier-Stokes)方程,采用运动嵌套网格方法建立了适用于自转旋翼-螺旋桨气动干扰流场的计算分析方法,并对模型进行模拟。分析低速情况下,孤立状态自转旋翼和组合状态自转旋翼非定常气动特性及流场特性,研究不同速度及螺旋桨位置对自转旋翼气动特性的影响。计算结果表明螺旋桨滑流会影响自转旋翼在各方位角的升阻力特性,并引起自转旋翼尾迹在0°方位角附近发生畸变;相同升力下,来流速度越大旋翼后倾角越小,螺旋桨滑流对自转旋翼影响越小;增大螺旋桨与自转旋翼间距可以减弱螺旋桨滑流对自转旋翼的气动干扰。     

民用发动机附件风扇叶轮疲劳寿命数值分析

叶轮疲劳寿命是影响风扇寿命的关键因素,鉴于风扇叶轮低循环疲劳试验周期长、成本高,在叶轮结构前期设计时,对某型叶轮低循环疲劳寿命进行数值分析,根据仿真分析结果初步预估叶轮寿命,给后期的叶轮疲劳寿命试验提供一定参考依据。仿真主要通过对风扇流场、叶轮强度、疲劳及叶轮模态进行分析,得出风扇流场和结构气动载荷下分布云图、叶轮离心、气动、离心气动耦合载荷下应力云图及叶轮前六阶模态云图。结果表明：离心叶轮工作时受到主要载荷为高速旋转时离心载荷,气动载荷对叶轮结构的影响相对较小;在离心气动载荷耦合的情况下,叶轮在19 955 r/min工作转速下的vonMises等效应力及最大应力为21.25 MPa,远小于叶轮结构材料2A70 T6屈服强度204 MPa和疲劳强度102.6 MPa,评估出叶轮结构在整个寿命期内不会发生屈服失效、疲劳失效,能够满足60 000次低周循环疲劳寿命的要求。在静态分析基础上探讨了不同转速下叶轮的动态特性,并绘制叶轮模态特性随转速变化的Campbell图,给出共振风险点,为后续综合考虑动态、静态特性对叶轮疲劳寿命影响奠定基础。     

振动载荷对立贮式发动机粘接界面损伤影响

为研究长期舰载环境下振动载荷对立贮式固体发动机粘接界面损伤的影响,计算了不同浪级下的界面剪切应力变化,利用自制的粘接试件开展了振动试验,测试了不同振动加速度和不同振动时间下的界面力学性能,根据计算和试验数据推导了某海域舰载值班时发动机界面损伤模型,分析了在某海域连续舰载值班一年振动对发动机界面损伤的影响。结果表明,发动机舰载值班过程中平均界面剪切应力变化幅值与浪级间的关系为|Δτ_l|=9.375l~4-150.69l~3+846.88l~2-1748.41l+2917.86;在只考虑振动条件下,舰载值班时间相同,界面最大剪切应力强度随着浪级的增大下降越来越明显,同一浪级下,界面最大剪切应力强度与振动时间呈线性关系;在某海域长期连续舰载值班时受振动载荷影响粘接界面损伤与值班时间的关系为D=6.5×10~(-4)t-4.68×10~(-4),发动机在该海域连续值班一年振动载荷使发动机损伤值至少增加23.68%。     

DFR法在军机结构寿命分析中的重要作用

国内同行中有一种观点认为DFR法不适合军机结构,本文根据作者对军机结构疲劳寿命设计分析的多年工程实践,体会到DFR法不仅适用于民机结构,也适用于军机结构。为此,作者总结了DFR法在军机结构疲劳寿命分析中一系列成功应用范例,指出DFR法具有其他方法无法比拟的优越性：实用性、简捷性、可靠性和普遍性。     

均布载荷下变形受约束悬臂梁弹性大变形分析

建立了分析均布载荷作用下受约束悬臂粱的弹性大变形三阶段模型。模型的第1阶段为悬臂梁变形不受约束的阶段：第2阶段为悬臂梁自由端和其下面的约束相接触时的变形阶段,此时,在接触处有一支反力作用：第3阶段为悬臂梁和其下面的约束有一定接触范围时的变形阶段,此时在接触范围内,粱的挠度和转角是固定的。给出了各个阶段弹性大变形梁的边界条件,提出了各阶段求解梁弹性大变形的三重二分法。实例中,对于梁在各阶段的弹性大变形问题进行了分析计算,并和小变形理论的计算结果进行了比较。结果表明,在梁变形的第1阶段,小变形理论的相对误差随着初始间隙的增大而迅速增大;在梁变形的第2阶段,在给定的初始间隙范围内,小变形理论的相对误差变化不大;在梁变形的第3阶段,小变形理论的相对误差随着接触范围的增大也迅速增大。     

机翼载荷弹性修正

讨论了机翼载荷计算中的气动弹性修正问题,在获得机翼刚性净载荷的前提下,将机翼简化为一个悬臂弹性梁,计算其变形产生的附加弹性迎角。在计算时强调了全机平衡后净载荷的准确确定以及弹性修正后全机平衡条件的继续满足。采用该方法对某型号飞机进行机翼载荷弹性修正,得到了较为满意的结果。