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221.
三种时频分析在复合材料无损检测中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
随着复合材料的广泛应用和现代信号处理技术的发展,时频分析方法已广泛应用于各类复合材料的损伤检测。将短时傅立叶变换、小波变换和黄氏变换三种时频分析技术经过Matlab编程,结合Lamb波应用于玻璃纤维增强的复合材料层合板的无损检测,并对三种时频结果进行比较与分析。结果表明:上述三种时频分析方法都能进行复合材料的损伤判定,但黄氏变换方法的分析精度更高。 相似文献
222.
223.
飞机连接结构防护涂层老化损伤量化评估方法 总被引:1,自引:0,他引:1
飞机连接结构防护涂层体系的老化过程具有多属性、模糊性和动态性的特点,综合量化评估防护涂层体系老化损伤程度对保障飞机连接结构的功能和使用安全具有重要作用。本文分析了现阶段的涂层老化损伤评级方法,提出了用等级描述老化损伤程度的量化评估技术途径,建立了基于模糊综合评判的量化评估方法。在国标、ISO和ASTM标准给出的单项评级方法的基础上提出了适用于飞机连接结构防护涂层体系老化损伤的单项评级方法,确定了因素集和评价集。采用专家打分法统计得到了各因素的权重分配,确定了权重集。选用正态分布隶属函数来确定评价矩阵,给出了隶属函数参数的计算方法和结果,建立了评价矩阵的确定方法。进行了某型飞机机翼上下表面连接部位模拟试件的加速腐蚀试验,采用本文提出的量化评估方法对防护涂层体系的老化损伤进行了评估,确定了老化损伤等级,评估结果与试验结果相符,与腐蚀动力学规律一致,从而验证了本文提出的方法。 相似文献
224.
Static and fatigue tests under compression
load were made on impacted AS4/PEEK and T300/913C graphite/epoxy with [45/90/-45/0]5S
stacking sequence. The comparison of the damage tolerance assessment for thermosetting and
thermoplastic composites shows that thermoplastics are more damage tolerant under
compression. Impacted thermoplastic composites have excellent compression-compression
fatigue behavior. The damage growth life is only a few percent of their total fatigue life
and no regular damage growth can be found. Some design principles for thermosetting
composite structures may still be used. 相似文献
225.
复合材料机身壁板的强度分析与试验验证 总被引:1,自引:3,他引:1
复合材料在大型客机机身主承力结构应用是近年来的发展趋势,通过分析与大型壁板试验结合的方式研究了复合材料机身壁板的静力承载能力,以及疲劳与损伤容限特性。采用理论公式、半经验公式、有限元模态分析研究了蒙皮的屈曲载荷、壁板的承载能力。依靠创新的机身壁板多轴载荷试验系统,模拟机身壁板的实际受载情况,实现充压载荷、拉伸/压缩、剪切载荷的独立施加与组合施加。通过静力试验验证蒙皮屈曲的工程及有限元分析方法和壁板的剩余强度承载分析方法。引入预埋缺陷、BVID、VID冲击损伤,通过试验研究了损伤对应变分布的影响,并通过疲劳、损伤容限试验,验证了壁板的设计以及损伤的无扩展特性。 相似文献
226.
为减小测量误差,对高准确度回转体类零件的形位误差测量必须进行姿态调整,即四自由度α-β(倾角)、x-y(偏心)调整,当各调整功能之间存在“耦合”影响时,使得调整费时甚至调不出预定的定位准确度。为此,提出解决调整功能之间耦合问题的方法和模型,较系统地解决了这一问题。 相似文献
227.
228.
229.
In this paper, the stress strength factor of fuselage stiffened panels of transport airplanes has been obtained by using two-dimensional, analytical solution, curvature correc tion and nonuniform stress correction. Based on the Kc criterion critical crack length has been obtained. By using the fast integral technic the residual strength and residual life under random spectra for skin circumferential crack at the typical broken stringer and for longitudinal crack at the typical broken frame were obtained and analysed. Then by analyzing the above numerical results, the basic information for determining the life of the transport airplane has been provided. The above calculation is conducted on a IBM236 microcomputer.Due to the use of analytical and fast integral approaches the method used in this paper is convenient and economic.It can be used for crack tolerance analysis of other airplane structures. 相似文献
230.
本文用损伤力学研究金属高周疲劳问题。假设损伤为各向同性,并考虑应力与损伤的互耦效应,用有限元法,预估了含缺口板材试件的疲劳寿命。计算和实验S-N曲线表明,本方法预估寿命误差在工程允许范围内。 相似文献