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881.
882.
机身壁板是飞机结构中的主要承力构件,也是损伤的主要产生部位,研究机身加筋壁板的裂纹扩展规律和剩余强度特性具有重要意义。在轴向拉伸载荷作用下,对含环向裂纹的机身加筋壁板进行损伤容限试验;利用ANSYS有限元软件对试验件进行应力强度因子分析,估算裂纹扩展寿命;基于线弹性断裂力学准则和线弹性断裂力学加塑性修正准则,计算剩余强度特征曲线,并对比分析计算结果和试验结果。结果表明:计算得到的裂纹扩展寿命与试验结果的相对误差为6.3%,满足工程要求;线弹性断裂力学加塑性修正准则估算的剩余强度更为合理,误差仅为2.6%,且偏安全。 相似文献
883.
为了研究细观尺度下推进剂/衬层/绝热层界面多角度拉伸过程中的变形特点与破坏模式,使用拉压力传感器、三目金相显微镜等设备获取多角度拉伸过程中的应力数据与界面形貌演化图像,采用数字图像相关技术对多角度拉伸过程的图像序列进行处理,获取了细观尺度下界面多角度拉伸过程中的应变场演化情况。实验结果表明,粘接试件在0°拉伸时的抗拉强度最大,90°拉伸时的伸长率最大;随着拉伸角度的增加,应力-应变曲线的加载段和卸载段均逐渐变缓,表面的应变集中区域由衬层/绝热层界面附近,变化为推进剂/衬层界面附近,最后两个界面附近均出现了明显的应变集中现象;45°拉伸时,推进剂与衬层表面应变随拉伸载荷的增加而增加,绝热层的模量高,应变变化幅度小,推进剂表面的平均正应变高于衬层,平均切应变低于衬层。所采用的实验方法可较好地测量界面在多角度拉伸过程中的变形,为发动机粘接结构的完整性分析提供参考。 相似文献
884.
针对损伤检测中常见的入射波A0与损伤反射波S0混叠的情况,提出了基于双面激励削弱反对称信号A0,增强对称模式S0的方法,面向通孔类损伤实现了损伤的准确检测与定位.首先,从理论上证明了双面激励的有效性;然后,对含通孔损伤的矩形板进行了A baqus仿真计算,通过单面激励与双面激励的对比,结果表明双面激励可以有效削弱反射波... 相似文献
885.
886.
涡轮叶片作为航空发动机和燃气轮机重要的热端部件,在复杂温度场、应力场及氧化腐蚀等环境下工作,面临多种损伤失效风险。为了阐明涡轮叶片涂层损伤模式,总结了现阶段涡轮叶片涂层工艺、特点及其显微组织构成。在结合叶片材料热力耦合试验中相的演变规律研究成果基础上,对服役不同时间和类型的涡轮叶片基体和涂层系统的显微组织进行分析,并与原始组织对比;确定了各种服役组织损伤形式,主要包括涂层系统退化、原始缺陷导致的裂纹扩展、过热损伤及γ′相的退化等;初步给出了涡轮叶片损伤机理和服役环境评估,提出后期涡轮叶片工程化应开展的研究工作和注意事项,从而实现由服役叶片失效后分析向使用前预防的转变,完善涡轮叶片正向设计体系。 相似文献
887.
888.
在轨运行的航天器表面形成损伤有可能导致严重的后果,需要对航天器进行在轨实时损伤检测。针对航天器损伤检测图像样本难以获取的问题,本文采用智能化检测方法,提出了一种用于航天器表面损伤样本扩充的生成对抗网络,该网络能够学习单张输入图像的特征纹理表示,从而生成大量与输入图像特征相似的细粒度尺度样本,实现了少量图像数据样本的扩充。利用YOLO目标检测算法在扩充的图像样本中进行表面缺陷与损伤的检测识别,获取了较高的检测精度,为未来航天器健康状态监测与评估、通用化服务机器人应用及太空原位建设等提供了技术支撑。 相似文献
889.
890.
为对构件疲劳损伤进行预测,提出了基于灰色神经网络模型的疲劳裂纹扩展预测方法。将灰色GM(I,1)模型向BP网络映射,建立了一维灰色神经网络GNNM(1,1)模型。基于灰色GM(1,1)模型的发展系数和灰作用量给出了GNNM(1,1)模型初始权值。应用建立的GNNM(1,1)模型预测了某不锈钢构件腐蚀疲劳裂纹的扩展,并与GM(I,1)模型的预测结果进行了对比,表明GNNM(1,1)模型具有更高的预测精度和模型精度。 相似文献