基于EEG的脑力疲劳特征研究

模拟飞行员在飞行过程中监视仪表信息的过程,分析脑电（EEG）随脑力疲劳变化的特点及规律,从而为后期对抗脑力疲劳提供科学根据。通过设计2级不同难度的视觉监控任务分别诱发脑力疲劳,采用多种方法相结合进行研究,比较EEG参数（δ、θ、α、β、（α+θ）/β、α/β、（α+θ）/（α+β）和 θ/β）在任务前后的变化情况。结果表明:从正常到疲劳状态,额区、中央区、顶区和枕区的α波相对能量显著增加（P < 0.05）;前额区、侧额区、后颞区以及枕区的β波相对能量显著降低（P < 0.05）;δ波和θ波相对能量变化未达到显著性差异（均有P > 0.05）;参数（α+θ）/β、α/β、（α+θ）/（α+β）和θ/β在除颞区外的各脑区都显著增大（P < 0.05）;在颞区,只有α/β在疲劳前后增加明显（P < 0.05）;与较高难度的任务比较,低难度任务中的各EEG参数变化较为明显。因此,除δ波和θ波以外的其他特征参数被证实在特定的脑区域可以作为衡量脑力疲劳的潜在指标,同时可以验证适当地增加任务难度可以在某种程度上对抗脑力疲劳的产生。      

LY12CZ铝合金的己二酸硫酸阳极氧化

通过向硫酸阳极氧化槽液中添加己二酸,研究了LY12CZ铝合金的己二酸硫酸阳极氧化,并与传统硫酸阳极氧化进行了对比.采用场发射扫描电子显微镜(FE-SEM)对两种阳极氧化膜的微观形貌进行了观察,用电化学阻抗谱(EIS)对比研究了两种氧化膜的电化学特性参数及耐腐蚀性能,采用万能力学实验机对阳极氧化后LY12CZ板材试样进行疲劳寿命测试比较.结果表明,与传统硫酸阳极氧化膜相比,己二酸硫酸阳极氧化膜具有更小的孔洞结构和更少的缺陷,在腐蚀环境中有更好的稳定性和耐腐蚀性能,对铝合金试样的疲劳损伤也大大减弱,并对机理进行了初步探讨.     

T225NG钛合金的单轴棘轮行为:实验与模型

通过一系列单轴应力循环实验对T225NG钛合金进行了长次循环棘轮行为研究。研究表明,在一定峰值应力范围内经数万次应力循环后材料具有棘轮安定性;棘轮疲劳损伤与幅值应力和峰值应力相关,当幅值应力为峰值应力的一半时,棘轮变形达到安定后产生疲劳破坏,疲劳寿命与峰值应力或SR应变（饱和棘轮应变）之间满足幂律关系;在幅值应力仅为峰值应力的1％～2．5％时,材料依然可以产生棘轮塑性应变累积并经过数十万次循环后达到安定,且蠕变附加效应不显著;当峰值应力取为屈服强度85％～100％时,初始棘轮塑性应变率为零,但经过数万次循环后仍可以产生1．4％～2．5％塑性应变累积。基于峰值应力与T225NG合金单轴棘轮塑性累积之间所具有的单调特性以及棘轮演化的门槛特性,本文重点发展了SRM抛物律本构模型,该模型可较好预测T225NG合金单轴SR应变,也可用于估算蠕变的安定塑性累积。论文还讨论了关于棘轮演化的分类问题。     

实际结构钉孔接触的弹塑性有限元分析

 本文介绍了选择受载严重钉孔的原则和采用弹塑性接触有限元计算孔边应力分布的方法。实验表明本方法和结果具有一定的可靠性和实用价值。     

LY12CZ铝合金微动损伤机制的研究

通过对LY12CZ铝合金螺栓联接试件的微动损伤试验 ,完整提出了铝合金的微动磨损损伤与微动疲劳损伤的机制。在铝合金的微动磨损机制方面 ,微动损伤区表面的扫描电镜图和化学成分分析表明 ,铝合金的微动磨损是一个复杂过程 ,包括了粘着、磨料、表面疲劳、氧化四个子过程。着重研究了这四个子过程产生的先后顺序以及对微动磨损的影响 ;在铝合金的微动疲劳机制方面 ,分析了铝合金产生扩展性微动疲劳裂纹的原因和过程 ,并根据试验结果说明了微动疲劳裂纹产生的位置以及裂纹扩展的方向等。     

K417镍基高温合金微动磨损行为的研究

研究了K417镍基高温合金的微动磨损行为。结果表明,K417镍基高温合金的微动磨损可以分为开始、过渡和稳定三个阶段,稳定阶段的微动磨损机理是疲劳脱层。高温下K417镍基合金的微动磨损表面可以形成致密的釉质氧化膜,具有良好高温强度的K417镍基合金基体的支撑保证了釉质氧化膜的连续和完整。通过降低剪切应力的大小和改变其分布形式,釉质氧化膜可以缓解K417镍基合金的微动磨损。     

化学热处理对40Cr钢表象疲劳极限影响的定量化研究

选用40Cr结构钢制备光滑试样和缺口试样(Kt=2.4),经调质并采用氮化进行表面强化。在旋转弯曲疲劳试验机和扭转疲劳试验机上测定氮化和未氮化试样在应力比R=-1条件下5×106循环周次的表象疲劳极限。试验结果表明,氮化后疲劳缺口敏感系数q趋近0,本文用疲劳裂纹萌生的微细观过程理论对此作了合理清晰解释。氮化使光滑试样的表象疲劳极限提高36%,使缺口试样的表象疲劳极限提高96%,并将疲劳裂纹源从表面"挤到"次表面层。在试验研究和理论分析的基础上,从疲劳性能方面提出了表面强化工艺的优化判定准则:若表面强化后疲劳裂纹源位于表面强化层下基体,或者其表象疲劳极限达到按"表面/内部疲劳极限概念"预测的数值,则此表面强化工艺已达到优化。     

直升机主桨毂复合材料星形件疲劳研究

直11型机主桨毂星形件是典型的复合材料层合板结构,在复杂的疲劳载荷环境下,有可能出现几种不同形式破坏模式,如:分层破坏和纤维断裂,忽略任何一种可能出现的破坏模式都将可能给飞行带来安全隐患。理想的试验是有限的试验件能得到所有的破坏模式的结果。本文较完整地总结和介绍了直11型机和“海豚”的复合材料星形件疲劳试验及试验结果,较详细地分析了各种破坏模式的形成机理和挥摆载荷比对破坏模式出现率的影响,认为疲劳试验载荷的挥摆载荷比不应仅仅根据实际飞行时载荷状况,主要应根据星形件结构性能来确定。     

FGH95粉末高温合金低周疲劳性能研究

通过对飞机发动机涡轮盘材料FGH95粉末高温合金在600℃、650℃下的低周疲劳性能的研究，获得了中值和置信度γ=95％、存活率P=99．87％的低周疲劳数据。以及表征材料特性的应变-寿命曲线、循环应力-应变曲线和各应变疲劳参量。为飞机发动机的粉末涡轮盘设计选材和寿命预估提供了依据。