含紧固件层合板雷击烧蚀损伤分析

为了研究含紧固件复合材料层合板在雷击电流作用下的烧蚀损伤规律,基于热电耦合建立含紧固件层合板的雷击有限元分析模型,并对雷击烧蚀损伤结果进行分析,与参考结果对比验证模型的合理性,并分析得到含紧固件层合板在不同峰值电流、紧固件尺寸、层合板宽度比条件下的烧蚀损伤结果,总结不同因素影响下烧蚀损伤面积的变化规律。结果表明:雷击峰值电流、紧固件的尺寸、层合板的宽度对含紧固件层合板烧蚀损伤面积具有极大的影响,相同的雷击电流波形,峰值150 kA雷击电流导致的烧蚀损伤面积是峰值50 kA的15.39倍;紧固件越小,烧蚀损伤面积越大,分层损伤面积越大,其中,当紧固件直径减小至1/2时,烧蚀损伤面积最大可增加4.97倍,分层损伤面积最大可增加1.91倍;层合板损伤面积随宽度的增加先增大后减小,最后趋于平稳,其中最大损伤面积与最小损伤面积的比值可达1.81倍,且比值随着紧固件直径的增加而增大。     

二维叠层C/SiC复合材料低能量冲击损伤实验

C/SiC复合材料是航空航天器中的耐高温材料,其服役环境存在低能量冲击源且关于此类冲击事件的研究相对较少。本文主要采用落锤冲击系统性地揭示2D叠层C/SiC复合材料平板的抗低速低能量冲击性能,通过改变冲击能量考核不同单层厚度和平板厚度的抗冲击性能变化,并利用CT技术进行冲击后无损检测,分析结构内部细观损伤。结果表明：冲击载荷下,C/SiC复合材料按冲击载荷变化可分为线性、屈服和回弹3个阶段;典型冲击损伤形式包含局部压溃、分层、纤维断裂及基体微裂纹;同等结构厚度,单层厚度越大C/SiC复合材料平板冲击变形和冲击损伤越小,冲击阻抗值越高;同等单层厚度下,结构总厚度较大的C/SiC复合材料平板冲击损伤较小,冲击阻抗较大。因此,C/SiC复合材料的预制体层数与结构厚度对低能量冲击源较为敏感,且减小单层厚度及增加结构总厚度可明显提高其抗冲击性能。     

一种多部位损伤全寿命分析的工程方法

提出了一种多部位损伤全寿命分析的工程方法,该方法包含3部分内容。对多裂纹萌生问题,通过研究多细节结构中裂纹萌生机理,将裂纹萌生寿命的取值事件转化为3个独立事件的积事件,前者的发生概率等于3个独立事件发生概率的乘积,3个独立事件的发生概率可由单细节结构裂纹萌生寿命的概率分布求得。从而可由单细节结构裂纹萌生寿命概率分布得到多细节结构中依次出现的各条裂纹的萌生寿命的概率分布。对多裂纹扩展问题,先通过有限元方法计算出多裂纹指定长度组合下的应力强度因子,然后引入响应面法,定量地建立了裂纹长度与应力强度因子之间的函数关系,由响应面模型得到多裂纹任意长度组合下的应力强度因子,最后采用循环接循环法进行裂纹扩展分析。对多裂纹结构失效分析,采用亚临界条件判断结构是否失效,认为结构上萌生的首条裂纹与第2条裂纹的位置相邻,裂纹发生首次连通时,结构失效。进行了单细节带孔板与多细节带孔板的裂纹萌生扩展试验,并对多细节带孔板的裂纹萌生扩展寿命和首次裂纹连通寿命进行了预测。预测结果和试验结果吻合良好,表明该方法是有效的。     

薄层复合材料螺栓连接结构渐进失效机制试验研究

分别采用单搭接结构和双搭接结构研究了薄层复合材料层压板螺栓连接接头准静态拉伸加载渐进挤压损伤失效的过程。通过中断测试的方法利用X射线Micro-CT和扫描电镜（SEM）观察了拉伸加载过程中薄层层压板连接区域在特殊加载位置的损伤形式和变形特征。结果显示薄层层压板渐进失效过程主要损伤形式和传统厚度复合材料层压板相比基本一致,主要包括纤维断裂、基体开裂、纤维扭折和纤维/基体脱胶。然而,在传统厚度层压板复合材料中常见的失效方式即在挤压失效平面区域和拉伸失效平面区域广泛存在的分层损伤并未出现,这主要是薄层复合材料对初始损伤裂纹有效抑制的结果。由于损伤抑制作用,薄层层压板可在加载过程中承受更高的挤压载荷,具有更大的损伤容限。     

基于GRNN算法的飞机用电设备非侵入式负荷监测方法

随着飞机的多电化和全电化,机上电气检测及其负荷管理至关重要,然而飞机上为诊断所设置的传感器数量要求越少越好,非侵入式负荷监测（NILM）方法无需分散进入负荷内部,仅检测汇流条级别电力参数可完成负荷识别。选择稳态电流谐波参数为负荷印记,采集某型飞机交流主汇流条上用电设备真实电流波形,提取1~19次谐波含量建立特征库,用广义回归神经网络（GRNN）算法辨识负荷类别,设置适当样本数和扩展速度以有效提高识别准确度。实验表明：GRNN算法较之BP神经网络算法和SVM算法识别准确度更高,计算速度更适于飞机电气系统负荷监测和管理。将非侵入式负荷监测方法引入飞机供电系统分析,将为飞机电气管理、故障诊断和预测等进一步研究提供有效参考。     

激光增材制造高强高韧TC11钛合金力学性能及航空主承力结构应用分析

随着损伤容限设计理念发展和轻量化要求提高,高强高韧钛合金逐渐成为航空装备关键主承力构件主要结构材料。激光增材制造制备钛合金大型主承力构件具有数字化、短周期、低成本等技术优势,特别是激光增材制造过程超常固态相变动力学条件为制备高强高韧钛合金提供了新的机会。本文根据航空主承力结构选材性能要求,对激光增材制造TC11钛合金静强度、疲劳和损伤容限特性进行测试与分析,在此基础上对其在航空主承力结构的应用前景进行分析。结果表明,激光增材制造TC11钛合金力学性能具有显著的高强高韧和低屈强比特征,其疲劳缺口敏感性和裂纹扩展速率低,性能分散性小,综合性能满足航空主承力结构选材要求。与目前航空主承力结构广泛应用的TC4-DT损伤容限型钛合金相比,激光增材制造TC11高强高韧钛合金损伤容限特性相当、疲劳性能有所改善、许用应力提高23%,结构具有进一步减重优势。激光增材制造TC11钛合金优异的强韧性匹配在提高结构许用应力的同时可避免大厚度结构发生脆性断裂,其低疲劳缺口敏感性和优异的疲劳裂纹扩展特性对于结构服役安全具有重要意义。     

变载条件下镍基单晶合金蠕变本构建模方法

针对镍基单晶合金在变载条件下的蠕变计算问题,基于"等损伤"假设提出了一种用于变应力/温度条件下的硬化准则,并与耦合损伤的蠕变模型相结合.采用Arrhenius对数关系式对蠕变应变速率进行温度内插,使之能够用于给定温度范围的蠕变计算.将上述蠕变模型编写为ABAQUS/UMAT用户子程序,利用DD3,CMSX-4,DD6和...     

飞机机体损伤检测与评估的技术研究

阐述了飞机机体损伤的检测方法与评估方法,指出应根据机体损伤形式、损伤程度及修理环境等情况选择合适的检测与评估方法,这对于正确制定抢修方案有非常重要的现实意义。     

TC4钛合金惯性摩擦焊接过程的数值模拟

文摘基于ABAQUS有限元分析软件,建立了TC4钛合金的惯性摩擦焊(IFW)焊接过程的二维轴对称模型,通过确立Johnson-Cook损伤模型以及ALE技术对TC4钛合金的惯性摩擦焊焊接过程进行了热力耦合分析,发现TC4惯性摩擦焊在0.2 s内温度升高到200~300℃,0.5 s左右温度升高到1 100~1 200℃之后温度升高趋于平缓,到达峰值后温度缓慢下降,焊接完成。轴向缩短量在0.6 s内非常小,温度达1 100~1 200℃(0.6~1.2 s)轴向缩短量增长十分快并基本达到峰值,1.2~1.4 s由于粘结作用温度不再升高轴向缩短量增加缓慢,1.4 s后焊接基本完成轴向缩短量不再增加。初始阶段轴向应力基本没有变化,随着温度升高(0.2~0.5 s)压应力在中心区域增大,0.5~1.2 s内边缘形成拉应力,中心区域应力集中愈发明显,1.2 s后拉应力明显增加。而径向应力随着温度的升高中心应力明显高于外侧并使金属向两侧流动。这就可以得出飞边形成主要是因为高温、轴向应力以及径向应力共同复杂作用而形成的结果。模拟结果基本与实际相符,对提高惯性摩擦焊焊接质量提供了重要的参考作用。     

含多裂纹结构的可靠性分析方法

为了对含多裂纹结构的可靠性进行评估,在疲劳多裂纹扩展随机模型的基础上,建立了含多裂纹结构的可靠性分析模型.结构的可靠度是控制裂纹扩展的多维随机变量落在等寿命曲面(线)与坐标面(轴)围起的范围内的概率,即多维随机变量的概率密度函数在等寿命曲面(线)与坐标面(轴)围起的范围内的积分.针对较为简单的情况,建立了完全积分可靠性模型;针对复杂结构但各条裂纹扩展特性相差不大的情况,建立了简化串联可靠性模型;针对复杂结构各条裂纹扩展特性相差较大的情况,建立了修正简化串联可靠性模型.考虑结构可靠性的粗略分析,给出了可靠度的上限值.结合多裂纹扩展随机模型给出了算例.