包含细微缺陷的碳纤维增强复合材料管件结构弯曲性能表征

碳纤维增强树脂基（CFRP）复合材料管件结构力学性能受其内部细微缺陷的影响。对前期经历过恒温蠕变（25℃、60℃、100℃）和温度循环蠕变试验（-60℃~100℃）的CFRP管件,开展准静态弯曲加载测试和微观观测研究,分析细观缺陷对管件弯曲性能的影响。在此基础上,对CFRP管件中的基体微裂纹和微孔洞开展理论建模,建立包含特定微裂纹密度和孔隙率的复合材料层合结构本构关系。以基体裂纹和平面圆形孔洞为例,分析了两种细观缺陷对材料刚度性能的影响,与文献中的实验结果对比表明,上述损伤模型能够预测由于微裂纹和微孔洞引起的材料刚度性能下降。进而以微裂纹密度和孔隙率为内变量,建立兼顾微观损伤响应和宏观性能表征的CFRP管件力学性能分析模型,运用有限元方法计算CFRP管件弯曲模量和弯曲强度,结果表明,该模型能够有效预测CFRP管件由蠕变损伤导致的弯曲性能变化。     

充气式气动减速器的折叠方法及充气过程数值仿真

针对充气式气动减速器难以建立折痕有序、径向压缩的折叠模型,本文提出了分割映射折叠方法。首先基于分割映射技术得到分割展平面;其次通过矩阵变换将分割展平面转换为连续的几何折叠模型;最后,采用初始应力修正了建模过程中的模型误差,降低了充气过程中的应力集中和网格畸变问题。数值结果表明：充满的单圆环的表面积和体积误差仅为1.8%,验证了本文折叠方法的高精度;充气式气动减速器的初始和充满外形与实验外形一致,展开过程稳定、有序,说明该方法的可靠性和适用性。本文折叠方法适用于任意旋转曲面的多维压缩和有序折叠,提高了曲面展开数值仿真的精确度和稳定性。     

基于地形匹配的高超声速飞行器初始定向偏差在线辨识方法

针对高超声速飞行器机动发射条件下自瞄准时间短、初始定向偏差大的问题,提出一种基于地形匹配的初始定向偏差在线辨识方法。以综合初始对准和姿态控制的惯性系统导航误差模型为分析基础,融合相邻两个地形匹配区两次地形匹配定位结果,建立了初始定向偏差在线辨识模型,并从惯性系统工具误差系数偏差和地形匹配定位误差两方面讨论了辨识模型的适应性。以美国高超声速飞行器CAV H为研究对象建立仿真环境,采用蒙特卡洛法检验初始定向偏差辨识效果。仿真结果表明,在地形匹配定位误差为173.88 m (3σ)情况下,初始定向剩余偏差平均值为8.42″,最大值为34.65″,能够有效提高惯性系统导航精度,并且有助于缩短发射准备时间、提高武器系统生存能力。     

加载速率对复合材料拉伸力学性能影响研究

复合材料结构在特殊载荷作用下表现出不同的力学承载性能,这一因素将对其在不同速度载荷作用下的力学性能造成一定的影响,了解并研究复合材料结构在不同加载速率作用下的力学性能及内部缺陷和损伤演化规律,对于正确评估其承载性能具有现实意义。对同批次玻璃纤维编织复合材料试件进行三种加载速率作用下的拉伸力学性能试验,通过研究复合材料试件承载性能、损伤状态与加载速率的关系,分析了内部损伤演化对承载能力的影响。采用声发射技术监测复合材料试件损伤过程,分析了声发射信号能量与加载速率的关系,同时从声发射波形历程和破坏时声发射信号特征角度分析了玻璃纤维编织复合材料损伤演化规律。结果表明,随加载速率的增加试件抗拉强度增大;加载速率高低影响复合材料内部损伤的扩展行为,在较低的加载速度下,内部损伤有较长的时间进行充分扩展,从而使复合材料结构的完整性降低,表现为破坏时的部分结构承载;在较高的加载速率下,内部损伤扩展不均匀,反而保持了复合材料结构的相对完整性,表现为较高的拉伸强度。     

微动损伤的研究综述

论述了微动损伤的概念及对其研究的必要性。对微动损伤研究的两个主要部分即微动损伤的基础研究和防护方法的发展过程进行了论述,尤其对当前的研究现状及所取得的成果做了重点阐述,并说明了一些尚待研究的问题。从微动机理研究、微动件结构参数控制、微动疲劳寿命估算、工业应用、防护等几个方面概述了微动损伤研究的发展趋势。     

结构系统疲劳可靠性评估方法的研究

在考虑了工程结构承受疲劳载荷的各态历经性的基础上,结合了结构元件寿命随机分布形式和Ｍｉｎｅｒ线性累积损伤理论,首先对元件在疲劳载荷作用下可靠性作了分析,给出了元件在不同疲劳载荷水平下可靠性参数的估算方法,并在此基础上对结构系统的疲劳可靠性进行了研究,找出其在疲劳载荷下的主要失效模式,从而提出了一种新的评估结构疲劳可靠性的方法。该方法通过对结构在服役过程中信息的分析,以风险值来评价并监控结构在不同时间失效的危险性,以便及时加以维修,从而最终保证结构的安全。最后用算例和试验结果进行了对比分析。     

初始静剪应力和颗粒形状对南京砂液化特性的影响

基于南京砂的片状颗粒特殊性,采用循环空心圆柱扭剪仪,开展了扭剪受力状态下初始静剪应力和颗粒形状对南京砂液化特性的试验研究.结果表明:无论是在双向循环加载和单向循环加载,南京砂土在较大的初始静剪应力条件下都能达到完全液化状态.总体来看,在单向循环加载条件下,南京砂要达到完全液化状态所需的循环加载次数明显增加.随着初始静剪...     

固体火箭发动机推进剂/衬层/绝热层粘接界面细观损伤过程数值模拟研究

为了研究固体火箭发动机推进剂/衬层/绝热层粘接界面的细观损伤特点,建立了其细观代表性体积单元.针对推进剂内部颗粒夹杂的特点,采用分子动力学方法对其进行了颗粒填充处理.将基于表面粘结损伤的粘性接触算法用于粘接界面推进剂一侧内部颗粒脱湿的模拟,采用最大主应力准则用于模拟粘合剂基体的损伤与失效过程.研究结果表明,数值模拟结果...     

剥蚀对飞机机翼上蒙皮疲劳寿命的影响分析

剥蚀是影响老龄飞机机翼结构完整性的重要因素之一.文中基于材料的初始不连续状态(initial discontinuity state, IDS),建立了评估剥蚀对机翼上蒙皮疲劳寿命影响的模型,然后利用AFGROW计算了在以压应力为主导的等幅载荷谱作用下,机翼蒙皮针对不同腐蚀损伤程度时的疲劳寿命.还研究了多腐蚀损伤对机翼蒙皮疲劳寿命的影响,结果表明,相对于单腐蚀损伤,多腐蚀损伤大大降低结构的疲劳寿命,但其对剥蚀程度不敏感.与试验结果比较表明,该模型预测结果精确,方法可靠.     

断裂性能试验及裂纹扩展寿命分析

通过断裂性能试验确定了某型直升机部件金属材料的断裂韧性和裂纹扩展门槛值,采用多元线性回归方法拟合得到裂纹扩展速率方程的材料常数。采用不同的裂纹分析方法进行了损伤容限分析。研究结果表明：对此型直升机部件的金属材料来讲,应力强度因子变程门槛值对应的应力比上截止限取0．7是合理的;低于安全疲劳极限的小载荷对裂纹扩展寿命有较大影响,尤其是按安全疲劳极限截除小载荷对裂纹扩展寿命的影响是非常显著的,当截除标准低于0．8倍的安全疲劳极限时,裂纹扩展寿命的差别不是很显著。