30CrMnSiA缺口试样低周疲劳寿命研究

缺口会导致严重的应力集中,并降低结构的使用寿命,研究缺口部位的低周疲劳寿命具有重要意义。基于弹塑性全量理论建立30CrMnSiA材料的弹塑性本构关系,采用损伤力学-有限元法预测30CrMnSiA材料缺口试样的低周疲劳寿命,并与相应的试验结果进行对比。结果表明:基于弹塑性全量理论建立的弹塑性本构关系方法合理,采用损伤力学方法得到的疲劳寿命预测结果基本满足工程实际要求,该方法可用来对30CrMnSiA缺口试样进行低周疲劳寿命预测。     

AHPSO-SVM预测超声内圆磨削ZTA陶瓷的边界损伤

为解决普通加工方式易出现工程陶瓷边缘碎裂的问题,本文对超声内圆磨削工程陶瓷边界损伤预测系统进行了研究。在35 kHz轴向超声磨削与普通磨削两种条件下独立进行试验,运用支持向量机研究工艺参数与边界损伤影响规律,采用改进的粒子群算法优化支持向量机,建立采用混合核函数的AHPSO-SVM预测模型。研究结果表明,超声激励下试件边界损伤降幅为10.05%～21.23%,AHPSO-SVM预测模型MSE为0.378 4、平均相对误差为1.369 0%、30次适应度值标准差为0.020 2。相比于普通磨削,超声磨削可使ZTA陶瓷边界损伤值显著降低;建立的AHPSO-SVM模型具有较好的学习能力、泛化性能与良好的稳定性。     

复合材料雷击防护电热耦合模型

为了研究复合材料雷击防护(lightning strike protection,LSP)系统在雷电流作用下的损伤规律,基于雷击过程中的能量守恒关系,建立复合材料层合板雷击防护的电-热耦合数学模型。在此基础上,在ABAQUS中建立铝涂层防护的碳纤维增强复合材料(carbon fiber reinforced polymer,CFRP)层合板雷击烧蚀损伤有限元模型,并对雷击烧蚀损伤进行分析,和实验结果对比验证仿真的有效性,得出复合材料层合板在不同峰值雷电流、不同组合波形和不同铝涂层厚度雷电流作用下的烧蚀损伤规律。结果表明:铝涂层厚度相同时,峰值电流从50kA 增大到100kA时,复合材料层合板损伤面积约增大 1.5 倍;10/350波形50 kA峰值雷电流作用下,基准件的损伤面积约为0.05 mm厚度铝涂层防护系统下复合材料损伤面积的4倍。     

双轴连续旋转调制捷联惯导系统大失准角初始对准技术

由于可以补偿惯性器件在三个轴向上的输出误差,双轴旋转调制技术被广泛应用于捷联惯导系统(SINS)。选择了一种合理且实用的十六次序双轴转位方案,并对其调制原理和误差进行了分析。初始对准技术是捷联惯导系统的一项重要技术,其对准精度直接决定了后续导航的精度。在粗对准完成后,当姿态误差角较大时,后续的精对准误差模型呈非线性特性,故选择了滤波精度高、稳定性强的平方根容积Kalman滤波算法(SCKF)来解决这一问题。考虑到在实际对准过程中,量测噪声的统计特性易发生变化,将SCKF算法与Sage-Husa算法相结合,在传统Sage-Husa SCKF算法的基础上提出了一种改进的自适应滤波算法(ASCKF)。该算法采用QR分解来完成对噪声协方差的平方根矩阵估计,从而避免了传统Sage-Husa SCKF算法中所估噪声协方差矩阵不正定的问题。最后,通过仿真证实了ASCKF算法可被很好地应用于量测噪声统计特性发生变化的初始对准中。     

大型复合材料构件连接装配二次损伤及抑制策略

在分析复合材料构件成型和制孔过程中产生缺陷的基础上,从构件成型质量、连接孔加工质量和连接孔配合质量3个方面研究了影响装配应力分布的主要因素及其影响规律。研究发现,装配间隙为1.0mm时,连接区最大应力可达537MPa;垂直度误差为1°时,连接区最大应力超过300MPa;连接孔同轴度误差为0.03mm时,连接区最大应力可达443MPa。装配应力过大引起材料内部成型缺陷和制孔损伤的进一步扩展,形成二次损伤,严重影响装配质量。通过合理设计结构和铺层、优化成型工艺和制孔参数,可以减少初始损伤;采用自动化装配技术、优化工装结构、合理安排装配工序和应用填隙补偿工艺降低装配应力,进而有效抑制二次损伤的诱发与扩展,为实现大型复合材料承力构件的高质量精准连接装配提供理论方法和技术支持。     

民机复合材料典型结构件检修间隔的概率分析

民机复合材料结构在服役过程中的损伤主要来源于意外冲击,会大幅度降低结构强度,影响飞机安全.以某型飞机外翼为例,考虑运行过程中意外冲击损伤的产生、载荷超限和维护过程中损伤的漏检等因素,采用概率分析方法对结构失效概率进行分析,并计算详细目视检测方法对应的检修间隔.结果表明,计算得到的检修间隔略大于工程实际中"4C"值.此概率分析方法用来确定复合材料结构件检修间隔是可行的,并可以实现检修间隔的动态化调整.     

基于对数正态分布的多部位疲劳结构的疲劳寿命预测方法

以实现多部位疲劳结构的寿命预测为目的,基于概率累积损伤法则,推导了基于寿命服从对数正态分布的概率疲劳寿命预测方法。根据损伤临界值与应力水平无关这一前提条件,将损伤临界值由传统确定性的值1转换为随机变量,累积损伤由确定性的中值损伤计算,建立了"中值累积损伤-概率损伤临界值"干涉模型。当对数寿命标准差恒定时,对比了所提出模型和基于Monte Carlo仿真的Miner累积损伤方法的寿命预测结果,验证了模型的准确性以及其方便快捷的优点;当对数寿命标准差变化时,损伤临界值由满足损伤等效的应力基准决定,此时亦可得到高精度的偏于安全的寿命预测结果。     

基于不可逆热力学的宏细观粘弹性损伤本构模型

为建立复合固体推进剂的损伤本构模型,基于不可逆热力学和叠加原理,通过引入宏观损伤效应张量,推导出一个通过有效应力表征损伤的蠕变型损伤本构方程。假设材料为初始各向同性,进一步引入细观标量损伤效应函数表征材料对称性的改变,进而得到由细观损伤效应函数表征宏观损伤效应张量的一般表达式。通过选取合适的细观损伤效应函数,文中建立的本构方程可以用于表征材料的正交各向异性损伤、横观各向同性损伤和各向同性损伤。最后,基于Schapery粘弹性微裂纹扩展模型,选取相对微裂纹密度为损伤内变量,建立了一个由损伤热力学对偶力表征的幂律型损伤演化方程。数值结果表明,建立的模型能够较好地反映材料损伤的率相关性和温度依赖性,具有良好的预测精度。     

FOD缺口型损伤对TC4疲劳极限强度的影响

针对TC4钛合金风扇/压气机叶片前缘常遭受的外物损伤(FOD)缺口型损伤,进行了不同冲击角度下高速弹道冲击试验研究、损伤特征与应力集中分析,开展了冲击后不处理和冲击后去残余应力退火试样的高循环疲劳试验和疲劳极限强度预测。结果表明:随着冲击角度的增大入射侧损伤尺寸和应力集中系数基本保持不变,出射侧缺口损伤深度和损伤长度减小。损伤深度范围为0.6~1.5mm,应力集中系数范围为2.6~3.4。缺口型损伤试样的疲劳极限强度下降为光滑试样的27%~53%,与应力集中系数并不是呈反比关系。退火试样的高循环疲劳(HCF)性能或略微下降或基本不变,表明残余应力影响较小,残余应力对疲劳极限强度的影响程度不足光滑试样的10%。缺口型损伤试样的HCF性能与损伤底部半径的相关性不明显,随着最大损伤深度和损伤长度的增加而下降,表明制定维修手册时应着重考虑缺口型损伤的最大深度和损伤长度。Peterson经验公式对HCF性能的预测精度不理想,误差最大为45%,需要发展高精度的FOD缺口型损伤构件HCF性能预测方法。      

基于实测载荷的直升机变距拉杆损伤计算方法研究

变距拉杆作为直升机操纵链系和传力路径上极其重要的关键组件,在飞行过程中受载严重,疲劳问题突出,从试飞安全的角度考虑,有必要对其飞行过程中的结构损伤情况进行监控。本文结合飞行实测得到的变距拉杆载荷,基于结构有限元计算结果,采用名义应力法对直升机不同飞行状态下的变距拉杆疲劳寿命和损伤情况进行计算,得到了较为准确的变距拉杆疲劳损伤计算结果,建立了一种直升机变距拉杆疲劳损伤计算方法,为试飞过程中该部件结构损伤监控提供了方案,同时对于直升机飞行过程中其他动部件的结构完整性监测也有借鉴意义。