广布损伤的试验研究与有限元分析

 通过对无钉载3排平行孔平板和无钉载3排交错孔平板从无裂纹开始的疲劳试验,发现应力大小对是否出现广布损伤(MSD)有重要影响,首裂孔和断裂排位不总是一一对应。在试验中观察到了MSD的竞争现象,证实了群发小裂纹也是MSD中一种重要的破坏形式。采用FRANC2D/L建立了对生裂纹、非对生裂纹和单裂纹3种开裂模式的有限元模型。计算结果表明:短裂纹扩展过程中,裂纹间干涉效应不明显,3种模式的应力强度因子增长趋势相近;而对于长裂纹,试验和有限元计算都证明了裂纹间的干涉显著地加快了裂纹的扩展。     

基于模态信息的叶盘结构失谐识别方法鲁棒性研究

为有效运用整体叶盘结构失谐识别技术,针对一种以模态信息作为输入参数的识别方法进行了鲁棒性方面的研究.推导了该方法中识别参数对各输入参数的灵敏度公式,利用灵敏度分析的结果,可以明确各个输入参数的重要程度,为实际运用中获取输入参数信息提供指导;另外也可对识别结果的准确度作进一步的分析评价,为可靠的使用该识别方法提供保障.      

孔边双边凸台结构损伤容限设计及分析

本文利用有限元软件建立孔边双边凸台结构的有限元模型,根据静力分析结果确定开裂模式进行以裂纹扩展寿命为目标,凸台高宽比为变量的设计优化计算分析。研究不同凸台体积、不同孔半径下最优高宽比的变化规律。计算结果表明,存在一个最优高宽比使得凸台结构具有良好的损伤容限特性和较轻的质量,该方法具有很强的工程实用性。     

一种评估空间环境下半导体材料损伤的模拟方法

提出了一种模拟空间环境下半导体材料晶格损伤速率的方法, 计算了375km轨道高度不同纬度空间位置的飞行器模型中硅片产生晶格损伤的速率. 本方法考虑了宇宙射线的质子、正负电子、中子和γ射线成分, 建立了简单的多层飞行器结构模型, 并通过模拟给出了芯片上氕、氘、氚、氦、正负电子、正负π介子、γ射线及中子的损伤结果. 相比给出材料中的非电离能量损失, 更进一步给出了晶格损伤的产生速率, 为半导体器件的可靠性评估提供了进一步的参考数据.      

机械式反操作负载模拟器优化设计与仿真

对设计的负载模拟器采用复数矢量法与虚位移原理建立其机构动力学与多余力矩数学模型.在此基础上针对传统遗传算法优化解不一致的情况,提出了基于参数灵敏度分层的遗传算法优化方法并对设计中各参数进行了优化.根据优化结果设计虚拟样机,并利用ADAMS进行多种加载信号的仿真,结果表明样机各项指标均达到设计要求,依此设计出一套可同时进行环境试验与多种负载加载的反操作负载模拟器.      

基于可满足性问题求解器的星上FPGA永久损伤容错技术研究

现代卫星广泛使用的FPGA在空间高能粒子的影响下,会产生门电路的永久性损伤。而传统的三模冗余等容错方法不但成倍增加了系统硬件开销,还存在因冗余器件耗尽而失效的风险。因此,提出一种利用FPGA自身冗余资源,修复永久性损伤的容错方案。该方案通过建立FPGA内部资源的功能模型,将容错问题转化为数学上的可满足性问题。并且利用经过改进的GSAT算法对该问题求解,可以获得在功能上与损伤前完全相同的电路结构,及其所对应的FPGA配置文件。将该文件重新下载到FPGA中,可以屏蔽损伤带来的影响,从而达到利用FPGA自身冗余资源容错的目的。通过实验和分析可以看出,本文方案具有对损伤修复成功率高、计算量小和需要内存空间少的特点,因此符合星上计算能力和硬件资源十分有限的实际情况。     

考虑耦合损伤的燃气轮机叶片材料高低周复合疲劳寿命研究

燃气轮机叶片在实际工作过程中,受到高低周载荷共同作用而易发生疲劳失效.针对高低周复合疲劳损伤演化和寿命预测比较复杂这一问题,考虑高低周载荷叠加形成的耦合损伤,建立了一种新的高低周复合疲劳寿命预测模型,在此基础之上,引入弱化函数描述某些低幅高周载荷对复合损伤的弱化作用,建立了具有低载强化寿命效应的高低周复合疲劳寿命预测模...     

空间环境与碳/环氧复合材料交互作用的研究现状

随着航天技术的迅速发展,要求航天器长寿命、高可靠性、高精度和多用途,这对航天器所用材料的性能提出了越来越高的要求。碳/环氧复合材料不仅具有密度小、比强度和比刚度高等特点,而且在真空条件下质损率低,热膨胀系数小,在航天领域得到了越来越广泛的应用。在大多数的空间环境因素的长期作用下,碳/环氧复合材料的各项性能将发生变化,进而会对航天器在轨服役的可靠性及寿命产生影响。     

飞机结构损伤及腐蚀控制自动管理系统软件研发及应用

飞机结构损伤和腐蚀对民航飞机的飞行安全产生重要影响,对于飞机结构的损伤和腐蚀进行正确控制与管理是航空维修企业的重要工作。本文阐述自行开发的飞机结构损伤及腐蚀控制自动管理系统软件的设计和应用情况,介绍了该软件的主要功能和应用效果。     

基于机电阻抗方法的连接接头螺钉松动损伤识别研究

飞机在飞行过程中,机翼蒙皮的螺钉在反复载荷的作用下会发生松动、甚至脱落损伤,对飞机的飞行安全埋下隐患。及时发现此类损伤并采取有效措施可以提高飞机的安全性。针对此类损伤,设计了硬铝合金板连接接头的螺钉松动损伤模式,应用机电阻抗的试验方法对其进行了识别研究。试验结果表明：当选择恰当的频率范围时,随着螺钉松动损伤程度的增加,压电片与结构组成系统的RMSD（Root Mean Square Deviation）指标增加,两者表现出单调函数关系,应用RMSD损伤指标可以识别螺钉松动损伤程度,且对小的损伤更加敏感。