碳/碳复合材料室温和700 ℃面内剪切疲劳试验

为了研究高温环境碳/碳复合材料面内剪切疲劳特性,以含防氧化涂层的[±45] 4S 铺层碳/碳复合材料为研究对象,开展了 室温和700 ℃下的拉/拉疲劳试验。结果表明：碳/碳复合材料面内剪切剩余刚度变化呈横向的“S”形,对比室温环境,在700 ℃下 碳/碳复合材料面内剪切疲劳在中期损伤时的刚度降低趋势更为明显,在室温时发生疲劳断裂的剩余刚度为初始刚度的82%,而 在700 ℃下则降低至初始刚度的68%;在室温环境下碳/碳复合材料在33%和66%循环数后的面内剪切剩余强度分别为初始强度 的95.20%和85.70%,当温度升高为700 ℃时,分别为96.43%和85.59%。基于损伤因子的刚度和强度表征,考虑温度、应力水平的 影响,建立了碳/碳复合材料剩余刚度、剩余强度模型,较好地拟合了试验数据,高精度地获得了室温和700 ℃下碳/碳复合材料面 内剪切疲劳剩余刚度、剩余强度理论曲线,为后续复杂碳/碳复合材料结构件疲劳寿命预测提供了重要数据。     

涡轮叶片耦合疲劳寿命预测与试验验证

为了解决涡轮转子叶片在温度、离心力和气动/噪声联合载荷作用下的疲劳强度问题,开展了高低周复合载荷谱分解方法和基于高低周载荷的全时域蠕变损伤累积模型研究,提出了同时考虑蠕变损伤、低周疲劳损伤和高周疲劳损伤的耦合疲劳寿命预测方法。同时,通过正交载荷解耦和耦合载荷协调加载控制等关键技术的应用,开发了高温环境下的高低周复合疲劳试验平台。最终,基于设计的涡轮叶片模拟件,完成了耦合疲劳寿命预测和试验验证。结果表明:模拟试件的耦合疲劳寿命试验结果分散系数为1.01,耦合疲劳寿命的预测结果与试验结果偏差小于24%,从而验证了疲劳寿命预测模型的正确性,为我国航空发动机热端部件的疲劳强度设计和验证提供了有效的技术途径。      

改进的 YOLOv4在飞机蒙皮损伤检测中的应用

针对飞机蒙皮检测中存在的小目标检测欠佳、漏检等问题,提出了 1种基于增强特征融合和 ATSS的 YO. LOv4飞机蒙皮图像目标检测算法。首先,增加用于目标预测的大尺度浅层特征层,以提高模型对小目标的检测效果;其次,增加特征融合网络层数,通过浅层与深层特征层的深度融合,丰富多尺度特征图中的特征信息;然后,通过 K-means++聚类算法对数据集的真实框聚类,获得更具代表性的先验框尺寸,以提高预测框对目标的定位准确度;最后,引入 ATSS对 YOLOv4的样本选择策略进行优化,通过自适应获取最优的 IoU阈值,实现正负样本自动划分,提升模型的检测性能。实验表明,在增加少量计算成本的情况下,算法的检测性能得到有效提升,mAP提升 7.7%,检 测的准确率达到 80%以上。     

几种金属材料在2.6～7km/s弹丸撞击下的损伤行为

研究了ＬＹ１２、ＬＦ６、ＴＡ６、３０ＣｒＭｎＳｉＡ四种靶材在２．６￣７ｋｍ／ｓＧＣｒ１５高速弹丸碰撞下的损伤行为。结果表明，弹坑深度和直径一般随弹丸速度ｖ０的增大而增大，但在４ｋｍ／ｓ〈ｖ０〈５ｋｍ／ｓ碰撞速度范围内，弹坑深度和直径随ｖ０的增大而减小。对于所研究的弹靶材料的组合，在ｖ０≈５ｋｍ／ｓ时，弹丸侵长驱支材的能力都下降到最小。在量纲理论分析基础上，应用最小二乘法处理试验数据得到２．６ｋｍ／     

玻璃钢压力容器力学发展近况

本文综述了玻璃钢压力容器的设计与破坏分析方法.评述了玻璃钢压力容器的成型种类、破坏形式、设计思想、耐压分析、最终破坏强度和破坏设计及损伤分析,最后展望了玻璃钢压力容器力学的发展趋向.     

舱外航天服训练和航天员的损伤

前言 让航天员身着航天服在中性浮力水槽中进行训练是航天员出舱活动（EVA）训练中的重要内容。早在2002年，NASA就注意到身着航天服在中性浮力水槽中进行训练的损伤明显增多。虽然很多损伤没有报告或没有被完全记录，但是在为准备国际空间站任务进行训练时，这些损伤的大量增加就必须引起重视。[第一段]     

大型复杂航天器的若干结构与力学问题

本文讨论了大型杂航天器的若干结构与力学问题，包括在轨系统识别，损伤检测和自适应结构的产生背景，基要概念，处理途径与关键技术，开展这些问题的深入研究，对保证航天器的正常工作与安全极为重要。     

电磁脉冲弹对雷达“前门”损伤研究

分析了电磁脉冲弹从"前门"损伤雷达的机理,给出了雷达"前门"电磁损伤判断公式,并提出了一些雷达系统"前门"电磁加固措施.可作为电磁脉冲弹威胁下雷达系统生存性研究和战场抢修研究的理论参考.     

复合材料结构损伤的小波神经网络辨识研究

将小波神经网络应用于结构健康监测，研究实现复合材料结构常见损伤的高精度辨识。剖析了小波神经网络的收敛算法，并使用了惯性系数以抑制振荡并提出了一种自适应调整学习率的算法以加快收敛。组建结构健康监测实验系统，进行数据处理和特征提取以获得不同的结构损伤模式。提出了小波神经网络初始权值的设置方法，据此删除了小波神经网络的冗余节点。将该小波神经网络应用在实验获得的各种结构损伤模式的辨识上，验证了它的高精度和快速收敛，并成功实现了复合材料结构损伤状态的辨识仿真。     

固体推进剂裂纹端部损伤区形状的实验研究

固体火箭推进剂是一种粘弹性高聚物,同时又是颗粒基复合材料。其断裂实验难度较大。本文用两种新方法:数字二次云纹法和渗透探伤法,进行裂纹端部损伤区的实验研究。结果说明裂纹端部的强烈损伤区是“窄带形”的,定义此窄带形损伤区为固体推进剂裂纹端部损伤区比以往的“腰子形”损伤区更为合理。为研究预测、控制固体推进剂的断裂性质提供了实验依据。