外物撞击航空发动机转子叶片速度估算

以飞机进气道为参照系,利用动量定理推导了外物在飞机进气道内运动的速度方程;以叶片为参照系,建立了外物撞击速度及撞击角度的表达式。为直观显示不同因素对速度变化的影响,以某型飞机及其发动机为例,研究了飞机离地时,发动机100%设计转速下,外物在飞机进气道内运动速度的变化规律。结果表明:影响运动速度的因素不仅包括外物的材质、形状、大小及姿态,而且涉及飞机进气道长度、发动机工作状态等;外物撞击方向与叶片表面不垂直。      

激光对红外制导反舰导弹的干扰与损伤分析

计算了激光斜程传输时的大气透过率,研究了激光对光电探测器的干扰和破坏。以1.06μm激光辐照PV型HgCdTe红外探测器为例,估算了对远距离红外制导反舰导弹实现有效干扰所需发射的激光能量,从理论上证明了低能量激光对红外制导反舰导弹的干扰与损伤的可行性。     

E-弹-大规模电性毁伤武器

高功率电磁脉冲和高功率微波产生技术已经逐渐成熟,常规E-弹的发展允许其在非核条件下使用,E-弹在战略和战术信息战上的应用,其在技术上已成熟。文中讨论了E-弹的相关的技术原理和投射技术,并提出了E-炸弹和战斗部应用的领域和依据。     

TC4钛合金焊接接头疲劳损伤演变模型研究

对航空发动机焊接式整体叶盘结构,用损伤力学理论研究焊接接头低周疲劳损伤演化规律,以带内变量的热力学为基础,根据低周疲劳损伤特性及耦合的应变等价原理,建立了焊接低周疲劳损伤演变模型。用控制应变的疲劳试验,对航空发动机中常用的TC4钛合金焊接试件进行了疲劳损伤的测量,验证了损伤演变模型。模型中的参数具有明确的物理意义,且容易测量。研究结果对航空发动机焊接式整体叶盘寿命预测有参考价值。      

不同装配方法对LY12CZ铝合金典型螺接件腐蚀疲劳性能的影响

 研究了LY12CZ 铝合金板材的3 种螺接型式、12 种防护处理,并经环境加速试验的典型螺接件的疲劳性能,提出了几种较适用的螺接结构细节防护方法。试验结果表明,环境严重降低螺接件的疲劳性能。采用适当的细节防护措施,可提高结构的抗环境损伤性能,疲劳性能一般有不同程度提高。其中,采用3 号船用润滑脂安装和底漆湿装配是比较有效的方法,与未经防护处理的试验件相比,其在试验环境中的疲劳寿命分别提高78.36 %和83.45 %,DFR 值分别提高15.09 %和15.88 %。     

基于人工神经网络的航空火控系统故障诊断

提出了航空火控系统故障问题的描述方法 ,并给出基于人工神经网络的故障诊断的知识表达、网络结构和训练算法 ,此法对其他装置故障诊断也有一定的参考价值。     

轴对称构件疲劳寿命预测的损伤力学-附加载荷-有限元法

 提出了一种实用有效的弹塑性损伤应力 -应变本构方程与损伤演化方程。针对中高周疲劳问题,发展了轴对称疲劳寿命预测的损伤力学 -附加载荷 -有限元法计算格式。通过引入塑性附加载荷,考虑了构件应力集中区域塑性变形对构件疲劳寿命的影响。预估了30 Cr Mn Si Ni2A材料含沟槽轴对称试件的疲劳裂纹形成寿命,并分析了疲劳裂纹的扩展情况。疲劳寿命理论预测结果与实验结果吻合良好。     

定向凝固DZ4合金的低周疲劳行为与稳定循环应力

对定向凝固DZ4合金760℃和800℃下的低周疲劳和稳定循环应力应变行为进行了研究,并结合断口观察试验结果,对其疲劳裂纹的萌生与扩展进行了分析。结果表明,DZ4合金760℃和800℃下的低周疲劳属应力疲劳,其损伤以弹性损伤为主,弹性损伤与疲劳寿命具有很好的相关性。加载频率对DZ4合金760℃和800℃下的稳定循环应力均具有一定的影响,尤其是800℃时,各应变下的稳定循环应力均随加载频率的升高而减小。定向凝固DZ4合金高寿命低周疲劳裂纹易于萌生于试样内部或亚表面的柱状晶界,其疲劳裂纹的稳定扩展也较难形成典型的疲劳条带。     

双分层损伤层合板屈曲的有限元分析

采用参考面单元技术,建立双分层损伤层合板的有限元模型,研究了不同边界条件下,分层尺寸和位置对层合板压屈载荷的影响。大量计算表明,双分层损伤层合板的压屈载荷完全由其最弱的子层确定。在一定的分层位置范围内,双分层和相应单分层的压屈载荷有极好的一致性。给出的压屈载荷的等值线图可以清晰地描述压屈载荷随分层位置的变化规律。     

修正的B-E模型对裂纹快速扩展的数值模拟

在连续损伤力学和突然损伤模型的基础上,提出了利用修正的B-E模型来模拟裂纹的快速扩展,所得到的有限元模型可以在无裂纹扩展速率的前提下模拟裂纹的快速扩展,得到的结果与实验得到的裂纹扩展速率值相当,说明该方法可以用于模拟裂纹的快速扩展过程.