一种单晶涡轮叶片热机械疲劳寿命评估方法

针对单晶涡轮叶片热机械疲劳(TMF)问题,围绕单晶涡轮叶片TMF试验,结合单晶变形、损伤理论及数值模拟,建立了一套单晶涡轮叶片TMF寿命评估方法.利用空心气冷涡轮叶片TMF试验系统,对单晶涡轮片考核截面在服役条件下所产生的交变应力场和交变温度场进行模拟,确定了裂纹萌生部位及其TMF寿命.考虑单晶涡轮叶片变形和损伤行为的特征,分别建立了基于滑移系的Walker黏塑性本构模型和基于临界平面的循环损伤累积(CDA)模型.利用上述本构和寿命模型,完成了单晶涡轮叶片TMF试验的数值模拟.结果表明:叶片理论危险点与试验结果一致,且计算寿命基本落在试验寿命的3倍分散带内.      

基于主成分分析的镍基单晶高温疲劳寿命模型

采用滑移平面作为临界平面,并以滑移平面上的细观参量作为损伤参量研究材料损伤行为能很好地体现镍基单晶破坏的物理机制.滑移平面上细观参量通过本构模型相互联系,存在较强的多重共线性,导致寿命建模时难以得到合理稳定的材料常数.为此,引入主成分分析方法消除初始细观参量间的多重共线性影响,确定了临界平面主导损伤因子,并基于主导损伤因子建立了寿命模型.对比直接采用初始细观参量建立的寿命模型,该模型形式更为简单,材料常数稳定、合理,反映了细观参量对镍基单晶损伤影响的量化特征.采用760℃与980℃下DD6高温疲劳试验结果对寿命模型进行验证,试验寿命基本落在预测寿命的3倍分散带内.      

随机载荷作用下机翼副油箱挂架的疲劳寿命分析及优化

对机翼13肋过渡梁及副油箱挂架进行了总体有限元分析,得到了后接头吊挂区为疲劳危险区域。在细节应力分析时,建立了轴承连接,得到了吊挂轴承开孔区的细节应力分布。以此静力结果为基础,编制随机疲劳载荷谱,使用FE-safe疲劳分析程序得到轴承开孔区的裂纹形成寿命,该寿命不满足飞机6000次起落的寿命目标。通过对后接头的耳片加宽至52mm,或者加厚至12mm时,可满足飞机的寿命目标。     

基于云平台的飞行试验数据中心架构设计

近年高密度航天发射任务和不断提升的数据采集处理能力使得试验数据规模呈几何级数增长,但目前采用的传统试验数据存储管理和应用服务手段已难以适应任务发展的形势要求.针对航天任务参试系统多、地域跨度广、试验数据采集源多、规模增长迅速、业务应用复杂及用户多样等特征需求,采用云存储和云计算技术,提出了一种基于云平台的分布式数据中心架构,论述了基于两级数据中心的应用服务模式,实现了两级数据中心的整体设计,支持全系统计算资源、存储资源、网络资源和业务资源的统一调度管理,支持计算节点、存储节点和网络节点的动态扩展,能够较好地满足海量飞行试验数据的长期存储管理和高效应用服务需求.     

高温熔盐相变蓄热系统的数值模拟

对空间站吸热器高温熔盐相变蓄热地面模拟系统进行了数值分析,得到了太阳模拟器功率、循环工质气体出口温度、相变材料容器壁温等参数的瞬态变化曲线,计算结果表明单元换热管的蓄/放热性能达到了设计要求.     

广义断裂等寿命曲线与二维门槛值概率分布

根据疲劳等寿命曲线思想,首次提出广义断裂等寿命ΔKth-Kmth曲线概念及其表达式,该公式具有明确的物理意义,并能合理表达疲劳裂纹扩展门槛值均值与幅值之间的关系,用以确定二维门槛值概率分布;根据相关系数优化法建立了该公式的参数估计方法,并给出了具有可靠度p的广义断裂等寿命p-ΔKth-Kmth曲线公式,以广义p-ΔKth-Kmth曲线为基础首次导出了二维断裂门槛值概率分布,最后,分别以LY11和40CrNiMoA材料为研究对象,各进行了3组不同应力均值下的门槛值试验,并运用该方法对上述试验结果进行了可靠性分析,发现精度良好.     

某型飞机前缘机动襟翼使用寿命分析

通过对某型飞机前缘机动襟翼疲劳试验、断口反推、两种载荷谱下的损伤比较以及关键部位类比寿命估算等，给出了某型飞机前缘机动襟翼的使用寿命，为前缘机动襟翼的使用维护及修理提供了依据。     

某歼击机机身主承力框的耐久性分析

 对已服役的某歼击机最重要的关键件——机身主承力框进行了耐久性分析,通过修理前后的原始疲劳质量评估与经济寿命预测,给出了合理的修理大纲,使该构件的经济寿命达到用户提出的使用寿命要求。     

论加速可靠性增长试验 (Ⅶ )步进应力试验方案的统计分析

对幂律-线性化模型步进应力加速可靠性增长试验方案，给出了模型参数，加速系数及MTBF的极大似然估计，极大后验估计，Bayes估计及其计算方法，对这些方案给出了Monte Carlo模拟方法，并用数值例说明了这些方法。     

用剩余疲劳损伤强度理论给直升机传动系统定寿的方法

根据直升机传动系统定寿工作的特点,提出了应用剩余疲劳损伤强度理论确定在未知载荷谱下工作的直升机传动系统零部件的可靠疲劳寿命的方法。