基于转角振型曲率的损伤识别

利用中心差分法求取振型曲率,用损伤前后同一位置的振型曲率变化来作为结构损伤的识别指标。采用有限元方法,通过数值仿真对不同位置发生损伤的悬臂梁进行分析,利用构造的的损伤指标对结构损伤情况进行识别研究。在前人的研究基础上,特别提出了利用角度位移振型曲率变化来识别损伤。仿真算例表明:利用角度位移振型比平动位移振型识别损伤的效果更好、精度更高。     

基于LC理论和概率神经网络的损伤识别

本文提出了结构健康监测中一种新颖的方法用于时变系统的损伤识别,选取FS-TARMA(函数基时变自回归移动平均)时间序列模型应用于一种随机振动信号中,这种振动信号在时变系统中用来估计TAR/TMA参数和创新方差。基于一种特征值分解技术,被估计的TAR/TMA参数和创新方差能够为损伤估计提供更多信息和数据,从而形成了一种新的理论LCs(潜在成分)。LCs被组合和分解成数值,接着输入概率神经网络中进行损伤识别。将这种新方法用于三自由度时变系统中进行评估,根据质量和弹簧刚度的降低来模拟不同级别的损伤。这种方法能够找出系统参数的时变性质和质量及刚度变化引起的损伤级别。结果表明:使用这种方法,与其他的非降维和普通的特征提取方法相比,识别的成功率有相当大的提高。     

飞机结构广布疲劳损伤的研究进展

老龄飞机结构的广布疲劳损伤（WFD）严重危害结构的完整性,成为近几年保证飞机结构完整性的研究热点之一。传统的损伤容限分析对广布疲劳损伤结构不适用,含WFD结构中多个裂纹之间的相互作用使得结构的损伤容限评估复杂化。介绍了国内外老龄飞机结构广布疲劳损伤研究的进展情况,包括应力强度因子、剩余强度、裂纹扩展以及裂纹形成的研究,展望了进一步研究的方向。     

复合材料层压板抗冲击行为及表征方法的实验研究

对14种复合材料体系约800个试样进行了冲击阻抗和含损伤层压板压缩强度试验研究,研究发现对于同一种复合材料层压板的冲击能量．凹坑深度曲线和凹坑深度．压缩破坏应变曲线均存在拐点,在出现拐点后内部的分层损伤叠加面积基本上不再增加,压缩剩余强度基本上不再降低,表面冲击部位开始出现纤维断裂。研究表明采用传统CAI来表征损伤容限性能的方法可能得到与实际结构损伤容限特性相反的结论,因此,提出了利用拐点附近特性来表征复合材料层压板的抗冲击行为（包括损伤阻抗和损伤容限）的建议,即分别采用QSI方法得到的准各向同性层压板的最大接触力Fmux和压缩破坏强度（应变）的门槛值CAIT来表征复合材料层压板的损伤阻抗和损伤容限行为。     

复合材料裙级间连接结构强度预测

针对复合材料裙级间螺栓-柱销连接结构试件,建立了三维有限元逐渐损伤模型。该模型可模拟试件损伤起始、发展及最终破坏的整个过程,并能较好预测试件破坏的模式和强度。该模型包括应力分析、失效判定准则和材料性能退化3个步骤,采用该模型对试件进行了损伤扩展分析和强度预测,计算结果与实验结果较吻合。     

层合板螺栓连接结构疲劳寿命预测

为了准确预测复合材料连接结构损伤的产生和扩展,基于单向板疲劳性能预测层合板螺栓连接结构疲劳寿命。用T300/BMP-316单向板试验数据对正则化疲劳寿命与剩余强度的参数进行拟合;在复合材料基体主控失效判据基础上增加纤维失效和分层失效判据,改进基于断裂韧性的失效准则判定损伤的产生和扩展;采用二级载荷疲劳寿命等效实现损伤的非线性累积,再对相应的损伤进行材料性能退化。预测结果与试验对比表明:对不同几何参数层合板连接结构的对数寿命预测与试验误差在5%以内,对不同应力水平下层合板连接结构的对数寿命预测与试验误差在10%以内,最终破坏模式及损伤区域的预测与试验结果吻合良好。     

基于结构动力学特性的损伤识别方法

基于等效模态应变/动能理论,提出了一种利用实际结构的测试数据识别结构中损伤位置的方法。在此基础上,研究了利用模型修正技术识别结构中损伤强度的方法。分别以一个单损伤平板结构和多损伤平板结构为例,通过仿真分析了以上方法的有效性。结果表明,以上方法可以有效识别结构中的损伤位置和损伤强度。     

2.5维机织复杂结构件的静强度

采用宏细观结合方法,针对经纱和纬纱等材料组分可能发生的多种失效模式,分别建立了基于改进的Hashin准则的系统性的材料失效准则及不同失效模式下的刚度退化模型.引入逐渐损伤的思想,建立了2.5维机织复杂结构件静强度系统性分析方法.模拟并分析了材料经向拉伸和纬向拉伸的应力-应变曲线,与实验得到的材料应力-应变曲线相比,相同应变下应力误差不超过6.5%,具有较好的重合度;对2.5维机织压气机静子连接结构模拟件开展了逐渐损伤模拟,结果表明:结构损伤主要集中在叶根倒角附近,其中吸力面叶根处的基体压缩失效形式会引起结构大幅变形,是结构破坏的主要原因.      

Coupling damage and reliability model of low-cycle fatigue and high energy impact based on the local stress–strain approach

Fatigue induced products generally bear fatigue loads accompanied by impact processes,which reduces their reliable life rapidly. This paper introduces a reliability assessment model based on a local stress–strain approach considering both low-cycle fatigue and high energy impact loads.Two coupling relationships between fatigue and impact are given with effects of an impact process on fatigue damage and effects of fatigue damage on impact performance. The analysis of the former modifies the fatigue parameters and the Manson–Coffin equation for fatigue life based on material theories. On the other hand, the latter proposes the coupling variables and the difference of fracture toughness caused by accumulative fatigue damage. To form an overall reliability model including both fatigue failure and impact failure, a competing risk model is developed. A case study of an actuator cylinder is given to validate this method.     

基于损伤力学的金属材料韧性断裂失效分析

金属韧性断裂是损伤累积的结果,以孔洞演化理论和细观损伤力学模型为基础,将韧性断裂机制

分为拉伸型和剪切型两种类型,提出了一个适用于不同变形路径的统一形式的韧性断裂准则。通过编写用户

材料子程序VUMAT,将韧性断裂准则嵌入到ABAQUS 有限元软件的准静态算法主程序中,模拟了航空铝合金

LY12CZ(Kt =1 和3)单向拉伸时材料损伤累积、裂纹萌生、扩展直至韧性断裂的物理全过程,并通过拉伸试验

验证了模型的有效性。韧性金属材料孔洞断裂机制研究表明,单调加载过程中宏观裂纹的形成是孔洞在夹杂

物和第二相微粒周围形核、长大直至聚合的结果。