低速冲击对K-cor夹层结构力学性能的影响

K-cor夹层结构是应用Z-pin技术增强的一种新型高性能夹层结构,本文基于落锤冲击实验对低速冲击下K-cor夹层结构的力学性能进行了研究,结合红外无损检测和冲击后压缩强度（CAI）试验,对不同Z-pin植入参数和芯材厚度对K-cor试样的冲击损伤阻抗进行了深入研究。研究结果表明：K-cor夹层结构的芯材越厚,则其冲击损伤面积越大,但剩余压缩强度比越高;在不超过植入间距的前提下,增加Z-pin的折弯长度能显著的降低K-cor结构冲击后的损伤面积,提高压缩强度;在相同芯材密度的情况下,提高Z-pin的折弯长度比增大植入密度更有利于减少K-cor试样冲击后的损伤面积,提高试样的压缩强度和其剩余压缩强度比。     

多孔多裂纹平板的疲劳裂纹扩展试验与分析方法

飞机结构广布疲劳损伤是目前大型客机损伤容限设计与分析的难点。通过试验研究了典型多孔多裂纹2024-T3铝合金平板的裂纹扩展行为。试验结果表明：相邻孔边裂纹之间的相互干扰明显降低了共线多裂纹平板的疲劳裂纹扩展寿命。就本文研究的典型多孔板,所有孔边都出现了等长裂纹这一极端情况,其裂纹扩展寿命是单孔平板孔边裂纹扩展寿命的10%左右。本文采用Eshelby夹杂理论和权函数法给出了典型多孔多裂纹问题的应力强度因子近似解析解,并结合Paris裂纹扩展公式预测疲劳裂纹扩展寿命。与采用有限元法获得应力强度因子并预测多孔多裂纹板的疲劳裂纹扩展寿命进行对比,对比结果表明：采用解析解和有限元解获得的应力强度因子预测的疲劳裂纹扩展寿命与试验结果吻合良好;相比于有限元法,本文的应力强度因子解法简单、高效,将有助于飞机结构多位置损伤（MSD）的疲劳裂纹扩展寿命预测分析。     

复合材料加筋壁板长桁蒙皮剥离失效分析

为了研究复合材料加筋壁板在纯弯载荷作用下蒙皮与长桁间的脱胶过程,基于ABAQUS有限元软件中的连续壳单元和Cohesive单元建立了有限元模型。在该模型中,采用Hashin准则预测面内损伤,而对于蒙皮与长桁缘条之间脱胶损伤的起始与扩展,则采用Cohesive单元进行模拟。采用该模型对复合材料加筋壁板蒙皮与长桁在纯弯载荷作用下的破坏过程进行仿真,仿真结果与试验结果相比较表明,本文建立的有限元分析模型能较好地模拟加筋壁板在纯弯载荷作用下蒙皮与长桁间的脱胶过程,并且能较好地预测该结构的剥离强度。     

成型工艺对复合材料I型断裂韧度的影响

采用双悬臂梁试验和假设检验的方法,对比分析了两种不同成型工艺对复合材料I型层间断裂韧度的影响,并采用有限元模型对这一过程进行了模拟。研究表明：硅橡胶软模成型试验件的I型断裂韧度均值略高于金属硬模成型试验件;而两种工艺试验件的I型断裂韧度方差不存在显著差异,且两种工艺成型的试验件的裂纹扩展过程相似。在试验的基础上建立了有限元模型,对裂纹扩展过程进行了模拟,与试验结果吻合良好,可以有效地预测裂纹扩展过程。     

疲劳敏感结构修理损伤容限评估途径

AASR中规定自2010年11月20日起,对民用航空器结构疲劳敏感元件上修理的损伤容限评估必须由航空运营人自己负责,并制定满足飞机持续适航要求的损伤容限检查计划。本文讨论了几种对民用航空器结构疲劳敏感元件进行修理的损伤容限评估及制定补充检查计划的方法与途径。     

基于损伤容限评定的飞机复合材料结构维修策略研究

根据飞机复合材料结构损伤机理与设计原则、适航要求、维修策略的制订方法,提出飞机复合材料结构MSG-3分析和损伤与特殊事件的分析要点,阐述有关损伤容限评定的理念与要求,为国产民机复合材料结构维修策略的制定提供技术支持。     

缠绕复合材料壳体爆破压强的预测

针对缠绕复合材料壳体在内压作用下的破坏问题,基于连续损伤介质力学方法,建立了一种缠绕复合材料渐进损伤破坏分析模型。模型中考虑了纤维破坏、基体损伤和纤维/基体开裂3种破坏模式,并针对缠绕复合材料面内剪切非线性的实际,建立了面内剪切非线性模型。通过子程序UMAT将模型嵌入ABAQUS/Standard中,对含缺口缠绕复合材料试件拉伸过程进行了仿真计算,验证了模型的正确性。采用该模型对缠绕复合材料壳体的水压破坏过程进行了仿真分析,结果表明:内压作用下缠绕复合材料的最终破坏是由于纤维断裂导致的,且纤维破坏主要出现在环向层,基体破坏主要出现在纵向层。      

复合材料螺栓连接接头渐进损伤分析研究进展

针对复合材料结构连接问题,系统地介绍了静拉伸作用下复合材料连接接头渐进损伤分析研究进展,主要从渐进损伤分析方法的3个关键分析步骤:应力分析、失效模式分析和材料属性退化分析方面进行了详细阐述,形成一种公认的能够有效、准确预测复合材料连接接头失效行为的方法.     

含微裂纹的固体导弹弹射筒的可靠性研究

为了对含微裂纹的固体导弹弹射筒进行可靠性评估，从断裂力学的角度，对随机载荷作用下的钢制弹射筒裂纹累积损伤进行了分析和研究，建立了裂纹累积损伤失效物理模型。在此基础上应用蒙特－卡罗方法对算例进行仿真计算，并分析了影响弹射筒可靠性的因素。结果表明，初始裂纹的大小是影响弹射筒可靠性的主要因素，这与实际结果较符合。     

液体火箭发动机起动过程减损控制研究

为了控制液体火箭发动机起动过程中故障的发展,以便提高发动机的可靠性与安全性,在其关键部件损伤与系统性能之间折衷考虑,实施减损控制。提出一种以减小部件损伤为目的的发动机开环控制结构,并对其所涉及的相关模型作了简短的分析;通过综合分析减损控制律,可对控制输入序列进行优化选择。仿真研究了某火箭发动机起动过程实施减损控制后的两个实例,结果表明通过减损控制,可以实现在系统性能不明显损失的情况下,较大幅度地减小关键部件损伤。