2024-T42铝合金疲劳裂纹扩展曲线的拟合方法研究

 提出了一种疲劳裂纹扩展曲线( a-N 曲线) 的新拟合方法,并采用这种新的拟合方法对2024-T42 铝合金CCT 试样的疲劳裂纹扩展数据进行了拟合分析。通过疲劳裂纹扩展寿命计算结果和试验结果的对比分析,证明这种新的裂纹扩展曲线拟合方法具有较高拟合精度。经过实验和计算分析,还给出了2024-T42 铝合金的疲劳裂纹扩展速率材料常数c 和n 值。     

Ni3Al合金热/机械疲劳裂纹扩展速率试验及其预测研究

本论文对 Ni3Al高温合金进行了 45 0℃～ 990℃热 /机械疲劳裂纹扩展行为的试验研究与宏微观分析。分别研究了相位角、保持时间、温度、频率对 Ni3Al合金裂纹扩展行为的影响。研究发现 :温度的升高和频率的降低均会加速裂纹扩展 ;同相位热 /机械疲劳裂纹扩展速率大于反相位热 /机械疲劳裂纹扩展速率 ,而且它们两者介于最大温度和最小温度的等温疲劳裂纹扩展速率之间 ;载荷保持加速裂纹扩展。在试验结果的基础之上 ,针对 Ni3Al合金建立了一个热 /机械疲劳扩展速率线性累积模型 ,并应用该模型对两个验证试验进行了检验 ,结果表明 ,该线性累积模型预测结果与试验数据吻合得很好。     

纤维金属层板疲劳裂纹扩展速率与寿命预测的唯象模型

以纤维金属层板疲劳裂纹稳定扩展的特性为基础,提出了纤维金属层板等效裂纹长度（l0）的概念,导出了纤维金属层板疲劳过程中的有效应力强度因子方程,建立了纤维金属层板等幅疲劳下疲劳裂纹扩展速率与寿命预测的唯象模型。它不仅适用于中心裂纹,同时也适用于边缘裂纹。用唯象模型对2/1GLARE和3/2GLARE层板的CCT试样和SENT试样进行了寿命预测,并与试验结果进行了对比。当裂纹从锯切裂纹尖端扩展到试样宽度的80%时,对于GLARE层板的CCT试样,2/1GLARE层板的预测寿命与实测寿命之比为1.05,3/2GLARE层板的预测寿命与实测寿命之比为1.07.对于GLARE层板的SENT试样,预测寿命与实测寿命之比为1.12.唯象模型不仅预测结果可靠,精度高,而且都是解析运算,非常方便。唯象模型的提出使得纤维金属层板的疲劳裂纹扩展速率和寿命的预测变得跟金属材料一样方便,因此具有重要的工程应用价值。     

论加速可靠性增长试验(Ⅲ)分组数据的图方法

基于Arrhenius－幂律模型，给出了分析恒定应力加速可靠性增长试验分组数据的图方法。它们包括：增长趋势、幂律模型的拟合优度、相同故障机理及拟合加速方法的图检验；幂律模型参数、加速方程系数、加速系数、激活能及正常与加速应用水平下MTBF的图估计，并用实例说明这些方法。     

论加速可靠性增长试验(Ⅴ)单独故障时间数据的统计方法

基于Arrhenius或逆幂律－幂律模型，以恒定应力加速可靠性增长试验（CSARGT）的单独故障时间数据的情况，给出了统计分析方法，并用数值例说明了这些方法。     

DELAMINATION FORMATION AND DELAMINATION PROPAGATION OF COMPOSITE LAMINATES UNDER COMPRESSIVE FATIGUE LOADING

Fatigue tests of the smooth composite laminates and the notched composite laminates under compressive cyclic loading have been carried out. The damage mechanism is discussed and analyzed. Damage evolution is monitored using stiffness decay. From these tests, it is found that the initial delamination occurs at the free boundary of smooth specimens, or the notch boundary of notched specimens, subjected to the compression-compression cyclic load. A point of view in relation to two-phases of compression fatigue delamination of composites is proposed, namely, compression-compression delamination consists of the delamination formation phase and the delamination propagation, and there is a “damage transition point” to separate this two-phases. Furthermore, an empirical modulus degradation formula and its parameters fitting method are presented. According to the test data handling results, it is shown that this formula is univocal and can fit the test data conveniently. In addition, two kinds of new anti-buckling devices are designed for these tests. At last, the E-N curves, the D-N curves and the S-N curve of the smooth carbon fiber reinforced composite laminates of T300/648C are determined to predict the fatigue life of the notched composite laminate. And the E-N curve of the notched specimens at the given load ratio R=10 and minimum load P_min=-0.45　kN is also measured to verify the estimated result of fatigue life.     

固液混合火箭发动机仿真与优化设计

建立了固液混合火箭发动机的仿真模型和相应的单目标和多目标优化模型,编制了系统仿真程序;采用差分进化算法针对不同的优化目标对发动机的参数进行优化;针对挤压式系统建立了质量模型,在优化过程中考虑了主要部件结构质量对发动机性能的影响;针对固液发动机常用的侧面燃烧药柱编制了内弹道计算程序。以药柱几何参数、氧化剂流量、燃烧室平均工作压强和喷管扩张比等参数为设计变量,对发动机平均比冲、总质量、关机时飞行速度和密度比冲等性能参数进行优化,在Pareto分析的基础上选择了氧化剂流量、燃烧室平均工作压强和喷管扩张比对发动机性能的影响作了深入研究;最后对某型固液发动机进行了优化分析。     

带孔搅拌摩擦焊接整体壁板的复合裂纹扩展路径研究

针对搅拌摩擦焊接板在飞机整体结构上的应用,建立了带孔搅拌摩擦焊接板的有限元数值计算模型,采用最大周向拉应力准则,分析了结构参数,如孔位置、焊接区宽度和厚度对裂纹扩展路径的影响:孔位置对裂纹扩展路径有很大影响,孔离焊接区越远,其影响越小;焊接区厚度对裂纹扩展路径影响也很大,而焊接区宽度对于裂纹扩展的影响相对较小;并把数值计算结果和试验结果相比较,结果吻合较好。为飞机带孔搅拌摩擦焊接整体壁板结构设计提供了一定的参考。     

考虑应力比的疲劳裂纹扩展概率模型

考虑到应力比对疲劳裂纹扩展速率的影响及裂纹扩展的分散性,在Paris公式基础上,提出了一种考虑应力比的疲劳裂纹扩展概率模型;运用非线性函数线性化原理给出概率模型参数的求解方法;通过该概率模型和曲面,可从宏观上把握应力比对裂纹扩展的影响规律及得到任意应力比下的概率疲劳裂纹扩展速率曲线;对30CrMnSiNi2A钢试验数据的处理及分析验证了该模型的有效性和实用性.      

考虑结构完整性和装填分数的星形药柱形状优化

在固体火箭发动机药柱设计过程中,装填分数较大的药柱结构完整性很难满足要求。利用PCL对商用有限元软件MSC Patran/Marc进行二次开发,建立星形药柱发动机的二维参数化有限元模型。在此基础上,采用遗传算法对星形药柱进行了形状优化,以结构完整性最优为优化目标,以装填分数为约束条件,得到了Von mises应变最小且面积装填分数不小于0.85的药柱形状。所提出的方法可方便地应用于各种固体火箭发动机装药设计。