复合材料层合板低速冲击后的弯曲试验研究

对冲击后的5224/CF3052平面织物复合材料层合板进行了四点弯曲试验.分析了层合板在不同冲击能量下的损伤阻抗,包括:凹坑深度、损伤宽度和损伤面积;探讨了层合板在冲击和冲击后弯曲试验过程中的损伤过程、特征和机理;研究了凹坑深度对冲击后层合板弯曲性能的影响规律.结果表明:冲击试验时的冲击能量和损伤宽度,损伤面积无必然联系;层合板的弯曲性能主要受材料的拉伸性能控制;弯曲破坏时,层合板侧面的分层主要集中在受拉面一侧;当对受弯矩作用的复合材料结构进行强度设计时,有必要考虑冲击损伤导致的弯曲剩余强度降低;和冲击后压缩试验结果类似,凹坑深度与冲击后弯曲剩余强度,弯曲剩余模量的关系曲线存在拐点现象.     

基于累积损伤的双基推进剂强度准则及实验

国内在对固体火箭发动机装药结构完整性分析时,强度判断准则基本采用传统的结构强度准则,这些强度准则并不能很好地反映固体推进剂材料的强度破坏过程。该文对双基推进剂试件进行了若干不同拉伸速率下的等速率拉伸破坏试验,结合试验数据获得损伤方程参数,建立了基于累积损伤的结构强度准则。并利用损伤方程预测试件破坏情况,和试验值吻合较好,说明该基于累积损伤的强度准则能够较好地判断双基推进剂材料的破坏。     

轴拉载荷下轴棒法C/ C 复合材料的渐进损伤

以渐进损伤方法和双线性内聚力模型为理论基础,结合ABAQUS6.8用户子程序USDFLD对轴向拉伸载荷作用下轴棒法C/C复合材料的破坏模式及载荷进行了预测,对比了试验结果与预测结果.结果表明:本方法可以准确预测轴拉载荷作用下轴棒法C/C复合材料的破坏模式.     

摇摆载荷作用下舰载固体火箭发动机药柱疲劳损伤

以某固体火箭发动机为例,建立了摇摆载荷作用下发动机药柱的疲劳损伤评估方法.首先,通过推进剂定应力往复拉伸试验获得了复合固体推进剂的疲劳损伤特性;其次,运用有限元分析方法得到了发动机危险部位的应力谱;最后,运用雨流计数法和Miner线性累积损伤理论对发动机危险部位的损伤进行了评估.结果表明,发动机装药危险部位一年时间由于舰船摇摆载荷所造成的损伤为0.0855.      

复合材料B基值计算方法及影响因素研究

概述了目前几种通用的复合材料B基值的计算方法,并对影响B基值精确度的因素进行了研究。重点讨论了分布函数、统计方法、样本大小、样本离散系数对计算复合材料B基值的影响。结果表明正态分布能够较好的拟合数据分布并能得到较高的B基值;M IL方法比FAA、小样本方法容易获得较为保守的B基值;当数据样本较小时,采用小样本方法可以获得较为稳定的B基值;当样本足够大时,可选用M IL或FAA方法计算B基值;在不忽略样本间实际存在的分散性前提下,应设法改善材料性能,降低样本数据的离散系数,才可提高B基值。     

纵向波纹隔热屏气膜孔流量系数的实验研究

针对加力燃烧室离散孔纵向波纹板结构隔热屏,通过改变次流雷诺数和出流比得到了波纹板上不同开孔位置处气膜孔的流量系数。实验结果表明,不同开孔位置处流量系数有很大差异;同一开孔位置处,对于长径比远小于1（L/D=0.17）的孔,气膜孔和次流通道的动量比对小孔流量系数有很大影响,尤其是在动量比较小的情况下;而在同一动量比下,单纯改变小孔雷诺数或次流通道雷诺数对流量系数影响不大。     

热障涂层的热疲劳试验方法

提出了采用圆筒状试样、用电炉加热-水冷的方式,在符合 HB 6660-1992 规定的热疲劳试验机上测定热障涂层热疲劳抗力的试验方法.给出了试样图,规定了试验设备和试样的安装方法;制订了包括试验参数的确定、试验温度的测量与控制和热疲劳抗力的测量方法等全部试验程序;分析了不同试验条件下涂层的损伤规律,提出了涂层失效的判定...     

运输类飞机防止广布疲劳损伤的新规章解读

 针对运输类飞机结构广布疲劳损伤(WFD),跟踪和总结了国内外所开展的一些重要行动及其结果,客观地分析了现行的有关疲劳损伤的适航规章在执行中存在的不安全因素,指出现行的适航要求和长期依赖已有检查手段对维持飞机超出某一期限后的持续适航是不充分的,会产生不可接受的结构破坏和相关事故的危险性,需要对WFD在其发生之前采取主动的预先解决方法。对WFD检查的革新性的改变导致了针对WFD的适航条例的修正。对美国联邦航空管理局(FAA)提议的针对WFD的规章修正案草案中关于设计批准书持有人的行动及其相关的符合性方法作了分析和解读,重点阐明了新规章对WFD的适用性以及在新规章下要求的飞机WFD评定的方法和过程,包括WFD开始检查点和结构更改点的确定、飞机使用限制（初始使用限制和延伸使用限制）的建立、适航限制条款的建立和修订等。在此基础上,提出了当前乃至今后中国民机结构损伤容限设计和分析新的研究方向。     

平纹编织C/SiC复合材料在室温和高温环境下的拉伸行为

通过单向拉伸试验,对比研究平纹编织C/SiC陶瓷基复合材料在室温和高温(1300℃,包括惰性气氛和湿氧气氛)环境下的宏观力学特性,并采用光学显微镜和扫描电镜对试件断口进行显微观察,分析其损伤模式和破坏机理。结果表明:C/SiC复合材料的室温和高温拉伸行为通常表现为非线性特征,在低应力时就开始出现损伤;纤维与基体之间界面滑行阻力的降低使C/SiC复合材料在高温惰性气氛环境下的拉伸强度和破坏应变均比室温下的高;碳纤维的氧化严重影响材料的承载能力导致高温湿氧环境下的拉伸强度和破坏应变均比室温下的低;C/SiC复合材料室温和高温下的拉伸均呈现韧性断裂,断口较为相似,只是纤维拔出长度和断口的平齐程度有所不同,其中高温惰性气氛环境下纤维拔出最长,高温湿氧环境下试件断口有明显的被氧化痕迹;0°纤维束表面基体开裂、明显的层间分层以及0°纤维和纤维束的拔出和断裂同时携带90°纤维束拔出是C/SiC复合材料在室温和高温下的拉伸破坏机理。     

航空发动机轴承预载的加载方法与工程实践

航空燃气涡轮发动机的转子具有转速高、负荷小的特点,容易引起发动机轴承打滑,进而造成滑蹭损伤,如不采取防滑措施,将对发动机的正常、可靠工作构成威胁。在某型发动机压气机部件试验过程中,试验件的辅助支点滚珠轴承由于轻载打滑造成轴承失效,导致试验件辅助支点被损坏。通过在试验件转子后与辅助支点前增加一弹簧,对滚珠轴承施加“预载”,试验验证表明,该方法能很好地解决轴承打滑问题,并且试验中轴承温度也得到明显的下降。此种对轴承施加“预载”的方法在后继的多个试验件中也得到成功运用。