HTPB黏弹性微裂纹偏折扩展损伤本构模型

为建立端羟基聚丁二烯（HTPB）推进剂的损伤本构模型,采用宏细观相结合的方法,将其细观损伤机理视为初始微裂纹偏折扩展的过程。首先,基于微裂纹稀疏估计理论,推导了Abdel-Tawab宏观本构方程中损伤映射张量的一般形式,其物理意义是将真实应力空间中各向异性材料的多轴加载,映射为等效应力空间中各向同性材料的更为复杂的多轴加载。其次,基于能量释放率和最大周向应力准则,分析了三维币形裂纹偏折扩展的情形,进一步采用两步等效法,将偏折扩展后的裂纹等效为币形裂纹。最后,基于Schapery裂纹模型,推导了微裂纹稳定扩展的速率方程。数值结果表明,建立的模型能够有效地反映材料损伤的应变率、温度依赖性和各向异性特征。     

Influence of Low Load Truncation Level on Crack Growth for Al 2324-T39 and Al 7050-T7451

Tests with middle-crack tension (M(T)) specimens made of Al 2324-T39 and Al 7050-T7451 are conducted to investigate the influence of low load truncation level on fatigue crack growth. The six different truncated spectra are obtained by removing the small cycles of which amplitudes are less than the specified percentages of the maximum amplitude in the basic flight-by-flight loading spectrum and the remainder of the spectrum is untouched. The tests indicate that the mean level of fatigue crack growth life (FCGL) increases as the load truncation level is enhanced. Considering both the time saving and the influence on FCGL, there is an applicable choice (i.e. spectrum S2 or spectrum S3 in this investigation) for full scale fatigue test. The scatter of FCGL becomes much larger than that under the basic spectrum when the load truncation level is increased to a specified high level, mainly due to the occurrence of crack slanting and branching under the high level truncated loading spectra.     

镍基高温合金GH4169小裂纹早期扩展的原位疲劳试验

通过原位扫描电子显微镜(SEM)疲劳试验,研究了直接时效GH4169高温合金在室温下的疲劳小裂纹萌生和早期扩展过程.结果表明:在应力比R=0.1的拉-拉疲劳载荷作用下,疲劳小裂纹的萌生寿命仅为全寿命的20%左右.疲劳小裂纹起源于表面夹杂,以半椭圆表面裂纹形状扩展,扩展后期穿透试样一侧形成角裂纹,角裂纹迅速扩展导致试样断裂.疲劳小裂纹的早期扩展易受局部微观结构的影响,扩展速率分散性较大.      

基于自适应网格加密的超声速可燃气热射流起爆详细反应数值模拟

采用块结构自适应网格加密开源程序AMROC,在高性能计算集群中,进行氢气、氧气、氮气详细反应机理的二维超声速热射流爆震起爆自适应网格精细数值模拟,研究在热射流的持续喷射作用下超声速可燃气热射流爆震起爆,以及形成的精细的爆震胞格结构.结果表明:超声速可燃气流中热射流类似气动斜劈,形成局部激波诱导燃烧.超声速可燃气中持续的热射流喷射会形成过驱爆震,并导致不规则爆震胞格的生成.热射流的扰动压缩作用对过驱爆震的形成以及不规则爆震胞格的产起着关键的作用.热射流的扰动压缩波以当地声速通过爆震波后的亚声速区域作用于爆震波,使爆震波处于持续过驱状态,并形成不规则的爆震胞格结构.     

民航飞机结构疲劳裂纹生长机理及检查方案探讨

从民用航空规章对民航飞机结构的疲劳损伤审定要求出发,通过对结构部件疲劳裂纹的产生及生长机理进行分析,阐释结构损伤容限设计理论的相关要求,并通过制定有效的检查方案确保民航飞机服役期限内的结构完整性。     

平稳随机载荷历程下的疲劳裂纹扩展规律预测

工程中多数裂纹构件的受载是随机的,为了更合理、更准确地预测出服役裂纹构件的剩余寿命,针对裂纹构件承受平稳随机载荷且载荷历程的具体特征、载荷水平及载荷作用频度未知的情况,提出了一种预测疲劳裂纹扩展寿命的新方法。该方法根据一段时间对裂纹扩展情况的跟踪观测,推断裂纹扩展规律,实现疲劳裂纹扩展剩余寿命预测。根据应力大小与载荷作用频度是否均已知,将该方法分为两阶段观测法与单阶段观测法。结合一个具体的工程案例,详细阐述了该方法的应用,且验证了其可行性。所提出的方法应用方便、操作简单,可作为工程中预测疲劳裂纹剩余寿命的一种依据。     

纤维增强复合材料的界面裂纹分析

用界面裂纹接触区模型模拟界面缺陷，分析了碳纤维增强碳化硅复合材料界面裂纹尖端应力场的奇异性。由数值求解方法推导得出，减小界面缺陷尺寸或增加纤维与基体的弹性模量比，可以使该复合材料剪应力强度因子的水平值明显提高。实验结果证明了理论推导的正确性。     

多爆震室串联热射流起爆实验研究

为消除现有脉冲爆震发动机对外部脉冲起爆装置的依赖并提高脉冲爆震燃烧室工作频率,提出了一种多个爆震室封闭串联的多管燃烧室方案,通过管间的射流传递实现爆震室内的快速短距离起爆。实验结果表明,多个爆震室间可以实现逐级射流起爆,并且可以实现快速起爆,起爆所需要的时间约为1．0～1．2ms,起爆距离约为500mm,远远小于火花塞直接点火时的结果。弱火焰射流可以通过逐级增强的方式最终在下游某个爆震单元内形成爆震波。单个爆震室内射流进入和射出的时间问隔可以达到1．2～1．5ms,大约需要8个爆震单元才可能实现爆震波的封闭串联传播：     

一种特殊梁的有限元分析

通过对含有裂纹的梁局部的特殊处理, 得出含裂纹单元的应力强度因子, 建立了该单元刚度矩阵, 进而建立了梁整体的有限元分析平衡方程。     

某型航空发动机涡轮叶片再制造

采用SEM和EDS分析高压涡轮叶片冷却孔间裂纹的失效机理,发现引起裂纹的主要原因是作用在叶片上的热机械疲劳应力和局部应力集中所致,针对K417铸造高温等轴晶材料熔焊产生晶界裂纹和晶界液化裂纹机理,开发了微弧等离子低应力焊接技术,控制了焊接缺陷的产生,实现了冷却孔裂纹的高压涡轮叶片的再制造.