应用激光散斑干涉法测量冷挤压孔周残余应力分布

本文采用径向切割法，同时配以双曝光激光散斑干涉技术测量了冷挤压孔周残余应力分布，对实验技术进行了研究。讨论了引起实验误差的主要来源，结果表明该实验方法在微小区域内残余应力分布时具有简单，精度高等优点。     

计算强化孔边应力场的实用方法

根据一种组合强化模型及其弹塑性有限元计算程序,依据有关实测结构,通过等向强化和Ｚｉｅｇｌｅｒ随动强化的适当组合,满意地计算了两种铝合金板材不同胀孔量下的冷胀残余应力,获得了组合比例与胀孔量的关系。同时进行了二次胀孔及干涉配合与拉伸大载荷相互作用的算例计算和分析。     

2324铝合金厚板内部残余应力分布特征及其影响

 采用了新改进的宏观应力释放法测定 2 32 4铝合金厚板内部残余应力,比较了 T39和淬火状态厚板残余应力分布特点,分析其成因,探讨了 T39状态特殊残余应力分布的成因及对加工性能的影响。结果表明 :T39状态残余应力分布特点为中心受压,与淬火态相反,且应力水平比淬火态低一个数量级,这导致了切削加工中特别的变形     

基于一种新的弯曲三角形元素的薄板极限分析方法

 本文提出了平面薄板极限分析中的一种新的弯曲三角形元素,简化了元素刚阵的形成,大大降低了结构刚阵阶数。用塑性应变模态思想对平面薄板结构进行了极限分析。本文方法具有物理意义明显、数学形式简洁、元素简单、计算量小、实用性强等优点,在若干算例中均取得了满意的结果。     

分层损伤对含孔复合材料层合板剩余强度影响

以国产碳纤维复合材料CCF300/QY8911含孔层合板静力拉伸试验为基础,建立了符合其损伤失效模式的有限元三维预测模型.通过引入Cohesive界面单元分析了层合板拉伸过程中的分层扩展,数值模拟的结果与试验结果吻合较好,破坏载荷预测结果与试验数据相比误差在5%以内.根据CCF300复合材料构件在制造过程和实际使用中产生的孔边分层缺陷的情况,在孔边预置分层,分析了初始分层损伤对于层合板剩余强度的影响.结果表明表面预制分层对剩余强度影响较小,但会引起自由边提前分层失效.      

月球重力场模型误差对CE-5T1探测器定轨的影响

利用嫦娥五号再入返回飞行试验拓展任务期间获取的探测器(CE-5T1)实测数据,采用内符合方法比较了3种重力场模型的实测数据定轨结果,发现采用GRAIL(Gravity Recovery And Interior Laboratory,重力恢复与内部实验室)重力场模型进行定轨的结果最优。相比于之前的嫦娥系列探测器定轨常用的LP(Lunar Prospector,月球勘探者)重力场模型,采用GRAIL重力场模型定轨后测距数据的残差降低了1个量级。进一步采用不同重力场模型进行轨道外推,定量分析重力场模型对不同类型轨道的影响,结果表明,对于倾角为90°的环月极轨道,不同重力场模型的轨道外推结果差异较小;而对于倾角为20°和40°的环月轨道,不同重力场模型的外推星历的偏差均方根可达到2km,大于当前环月探测器的定轨精度。为此,建议在后续探月任务中使用GRAIL重力场模型进行轨道确定。     

基于随机Wiener过程的航空发动机剩余寿命预测

针对目前剩余寿命(RL)预测方法没有综合考虑发动机个体性能退化的差异性和多阶段性的问题,提出了基于多阶段性能退化模型预测航空发动机剩余寿命的方法。首先,该方法采用多阶段Wiener过程对航空发动机进行退化建模,并假设退化模型参数服从随机分布来描述发动机个体的差异性。然后,根据历史性能退化数据与历史失效时间数据,利用期望最大化算法对模型参数的先验分布进行估计。当获得单台发动机的实时退化数据后,使用Bayesian方法对模型参数进行更新,从而实时更新航空发动机的RL分布,最终实现对单台航空发动机的RL预测。实验结果表明,该方法预测精度较高,能为航空发动机维修计划的制定提供依据。     

基于随机截尾的导弹值班可靠性分析

考虑到导弹值班环境同岸上贮存环境存在诸多明显差异,对于导弹值班数据的寿命分布规律应当进行单独研究。运用残存比率法对某型导弹的值班数据进行了可靠性数据处理和分析,分别用指数分布和三参数威布尔分布进行拟合,并证明了三参数威布尔分布能更好地描述导弹值班可靠性。     

特种材料结构件精密车削研究

分别以残余应力、表面粗糙度、损伤层深度和抗拉性能为考核指标,采用正交实验法对特种材料结构件的精密车削工艺参数进行了综合优化,破解了以往生产过程中仅依靠经验选取加工参数的难题,为获得惯性级特种材料低应力精密加工技术、提高产品长期稳定性提供了一定的理论基础.     

孔挤压对于高温合金GH4169孔结构高温疲劳性能的影响

根据高压压气机盘螺栓孔结构,设计中心孔板材疲劳试样.表征了孔挤压强化后的表面轮廓,分析了在多种交变载荷条件下孔挤压前后试样的疲劳寿命,并进行了断口观察和疲劳过程中孔挤压残余应力的演化分析.结果表明:孔挤压强化减小了孔壁表面粗糙度,并使孔结构在多种高温大应力条件下（825MPa/600℃、825MPa/400℃和663MPa/600℃）的高温疲劳性能提高1～3倍,但疲劳数据分散度略有增大.孔挤压残余应力在最大拉应力为663MPa,温度为600℃,应力比为01条件下20000次疲劳试验中松弛到60%.原始试样的多源疲劳断口主要起源于孔边的加工刀痕,而挤压强化试样断口起源于孔挤压在倒角区域流动金属堆积处,为单源疲劳断口.