复合材料疲劳性能的能量耗散试验研究

材料的损伤、屈服、断裂及破坏过程都是一个需要消耗能量的过程,材料的疲劳是.个耗散的过程.通过对T300/QY8911纤维增强复合材料层合板的疲劳试验,应用能量耗散方法对层合板的疲劳性能和损伤进行分析评估,并通过红外热像仪宏观监测试样表面平均温升的变化趋势.主要包括以下几个方面:1)分析铺层方式对能量耗散密度的影响以及能耗密度与材料疲劳性能和损伤的内在联系,发现能耗密度在初始循环阶段(约为循环寿命数的10%)随着循环数的增加上升较慢,在后一循环阶段出现急剧攀升趋势;2)通过监测试样表面甲均温升的变化趋势,发现试样表面温度的宏观变化趋势与能耗密度的变化趋势具有相似性.     

星载激光高度计几何定位误差传播分析

星载激光高度计能够获取高精度的地面高程信息,可作为卫星光学遥感影像三维测图的补充。星载激光高度计的高程测量精度很高,但是平面精度较低。为了能够更有效的利用星载激光测高数据,需要研究星载激光高度计几何定位的误差源及其对定位精度的影响。文章从星载激光高度计几何定位模型出发,推导了星载激光高度计定位误差传播模型,得到影响星载激光高度计测高数据定位精度的主要误差源,并分析了各误差源对定位精度的影响,可以为星载激光高度计的设计和应用提供一定参考。     

爆震波与非预混燃料射流相互作用的研究

为研究旋转爆震发动机（Rotating Detonation Engine, RDE）中燃料/氧化剂喷射和掺混对爆震波的影响及非预混环境下的爆震波的快速起爆与稳定传播,本文采用线性模型爆震发动机（Linear Model Detonation Engine,LMDE）来简化实际燃料喷射与爆震波相互作用的物理问题。通过RNG K-?湍流模型结合7步7组分氢气/空气机理的三维非定常反应流模拟方法,探究真实喷射条件下爆震波与混气相互作用、爆震波衰减及自持的特性。结果表明：氢气/空气的掺混均匀度至少要达到0.6才能使爆震波在非预混环境下传播;氢气孔与空气缝的入口压比需要满足爆震波进入燃烧室时,非均匀混气区恰好集中在氢气孔附近,燃料完全释放能量维持爆震波传播。     

镍基单晶高温合金热机械疲劳行为与寿命建模

通过DD6单晶薄壁管试样机械应变控制热机械疲劳(TMF)试验,获取温度交变、相位角以及载荷控制方式对单晶应力应变响应与疲劳寿命的影响规律。结果表明:温度交变会引起明显的应力不对称性并造成额外损伤,导致TMF寿命明显低于最高循环温度的等温疲劳(IF)寿命,并且反相(OP)循环寿命普遍要低于同等载荷的同相(IP)循环,这种寿命变化趋势与应力控制存在明显差异。采用Walker本构模型进行单晶材料在不同TMF循环下的滑移系黏塑性分析,构建单晶TMF损伤与滑移系细观应力应变参量的关联。在此基础上,选取最大Schmid应力、最大滑移剪应变率、滑移剪应变范围、循环Schmid应力比作为损伤参量,建立基于细观参量的TMF寿命模型,其对不同相位、不同载荷控制方式的TMF寿命预测精度均在2倍分散带内。      

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。     

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。     

基于流固耦合方法的柴油机排气管热机疲劳寿命研究

由于高功率大缸径柴油机的排气管处于高温、高压、强冲击的工作环境,承受复杂恶劣的热机载荷,使得疲劳失效问题日渐突出.为解决工程中的排气管疲劳失效故障,基于流固耦合仿真分析的方法,研究了多通排气管在热载荷、机械载荷和热机耦合载荷三种不同条件下的疲劳损伤机理以及低周疲劳寿命.结果表明,单纯交变热载荷不足以造成排气管低周疲劳失...     

样本量为2的极小样本相容性检验方法

在航空航天领域由于成本、时间周期等原因进行疲劳寿命及可靠性评估时样本量通常极少（m=1或2）,利用相容性检验方法可对样本量进行扩充。常规的Wilcoxon秩和检验和K-S（Kolmogorov-Smirnov）检验适用于小样本情形,而极小样本相容性检验方面研究较少,且缺乏对方法合理性的详细说明和对不同方法检验功效优劣的比较。航空航天产品疲劳寿命多服从正态分布,因此本文主要以正态分布作为研究对象。利用Monte Carlo仿真发现从某一正态分布N（μ,σ²）中随机抽取两个样本x₁、x₂计算均值μ₁和标准差σ₁后构建新正态分布N（μ₁,σ₁²）,其±σ₁、±2σ₁和±3σ₁范围内的点落在原正态分布N（μ,σ²）±3σ范围内的概率依次为99.80%、98.13%和97.37%。在此基础上针对现场试验数据样本量为2的情况,本文提出利用3σ原则对先验信息数据进行相容性检验从而扩充样本量的方法。将该方法与两种文献方法对比后发现其误差率明显更低并呈现出检验性能随先验数据增加而不断提高的优势。     

腐蚀条件下飞机结构使用寿命的评定与监控

本文提出了一种对腐蚀条件下飞机结构使用寿命进行评定和监控的方法，该方法以室温大气环境的寿命评定结论为基础，考虑地面停放预腐蚀和空中环境中腐蚀疲劳的影响而对使用寿命进行修正，并针对歼击机的使用特点而进行工程简化，简化方案已在两种歼击机的关键部位中实施。     

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.