基于流固耦合的固体推进剂药柱裂纹稳定性分析

含有裂纹缺陷的固体推进剂药柱会严重影响固体火箭发动机的工作性能,甚至带来严重的后果。采用流固耦合计算方法将流场压强信息传递至固体域,为固体域的受力计算提供边界条件。通过对裂纹类型缺陷进行J积分计算,分析J积分值的变化情况,得出影响缺陷发生扩展的因素。以往的研究表明,裂纹区域J积分值越大,裂纹的稳定性也越差。基于此,分析结果表明：裂纹的尺寸对腔内的燃气分布规律有显著的影响,裂纹深度的增加及宽度的减小均会引起裂纹内部燃气压强的升高,裂纹腔内压强越高,越容易导致裂纹发生扩展;裂纹深度的增大以及发动机点火升压速率提高,均会造成裂纹区域J积分值的增加,从而易使裂纹发生扩展;横向裂纹较纵向裂纹J积分值较大,在同等情况下更容易发生拓展;同时,裂纹越靠近药柱后部,受到壳体的约束越弱,导致裂纹尖端J积分值的增大,越容易发生拓展。     

温度对变形高温合金热疲劳性能的影响

本文针对新型航空燃气涡轮发动机不断提高的涡轮进口温度,在以往研究工作的基础上,对一些有代表性的、特别是新研制的变形高温合金进行了试验,研究了试验温度对热疲劳寿命的影响,给出了试验温度与疲劳寿命的关系式;研究了试验温度对热疲劳裂纹扩展规律与断裂方式的影响。     

某型火箭弹射座椅燃气导管喇叭口裂纹故障分析

某型飞机更换火箭弹射座椅救生弹药时,发现后舱火箭弹射座椅连接发散火箭的燃气导管接头喇叭口有多处裂纹。为了彻底查清燃气导管接头喇叭口开裂原因,对燃气导管接头喇叭口裂纹进行了深入分析,并提出了相关措施。     

三维疲劳裂纹扩展仿真的双重边界元法

运用双重边界元方法求解三维疲劳裂纹前沿的应力应变场,基于Forman理论、最小应变能密度法和Elber模型,采用增量步裂纹扩展分析方法,并根据裂纹几何形状的改变,对裂纹面进行网格重划分和迭代计算,模拟了三维裂纹的扩展和预测裂纹扩展寿命.获得了裂纹前沿各点的扩展长度、扩展方向和应力强度因子等特征量.扭力轴表面裂纹扩展的应用实例表明该方法正确合理.     

飞机薄壁结构面外载荷下三维疲劳裂纹扩展仿真分析

飞机结构中部分薄壁结构在服役中不可避免地承受面外弯曲载荷,这对飞机的安全性有显著影响。采用FRANC3D和ABAQUS联合仿真的方法,对薄板受弯曲载荷作用下的疲劳裂纹扩展行为开展研究,分析边界约束强度和初始裂纹形状对此类疲劳裂纹扩展模拟的影响,并评估仿真方法的适用性。结果表明：模拟中施加较弱的边界约束,会使计算的应力强度因子增大;相比于初始非孔边的表面裂纹,初始孔边角裂纹在裂纹扩展初期扩展速率更高;现有的FRANC3D和ABAQUS联合仿真的方法在模拟面外弯曲载荷下薄板孔边裂纹扩展时,存在受压面裂纹无法扩展的问题。     

激光3D打印铁基块体非晶复合材料

Fe基非晶合金因强度高、硬度高、软磁性能优异等优势,得到人们极大关注。然而,目前实验室和工业领域利用铜模铸造法所能制备的Fe基非晶合金尺寸仍然较小,这严重制约了Fe基非晶合金作为结构材料在工业领域的实际应用。激光3D打印技术的出现为解决上述问题提供了难得的契机。然而,目前国内外的研究中,利用激光3D打印技术制备Fe基非晶合金存在较为严重的裂纹,所以无法利用该技术成型大尺寸的样品。在Fe基非晶合金中引入塑性较好的第二相来吸收热应力,防止在激光3D打印过程中发生开裂,能成功打印出大尺寸的Fe基非晶合金复合材料。通过上述方法成型的大尺寸Fe基非晶合金复合材料,宏观上没有裂纹发生且成型性良好,但微观上仍在局域发现微小裂纹。由于Cu将Fe基非晶合金包裹在中间,所以这些局域的微裂纹没有扩展,也没有贯穿整个材料,打印的Fe基非晶合金复合材料成型性没有受到较大影响。     

陶瓷材料的超声辅助铣磨削加工技术

陶瓷材料由于具有高熔点、高硬度、高耐磨性、耐氧化、良好的绝缘性等优点，使得其在航天领域得到广泛的应用。针对陶瓷材料在常规机械加工过程中易引入微裂纹等非本征缺陷和残余应力等加工缺陷，通过对陶瓷材料特性的理论分析，引入超声振动加工方法。同时，对陶瓷材料超声振动加工的机理进行了分析，对比验证了普通磨削加工和超声辅助铣磨削加工的效果。采用仿真分析了超声加工过程中工件所受的切削压力和内应力云图，并从理论的角度进行了验证，实现了陶瓷材料产品表观质量的大幅提升，其表面粗糙度达到Ra0.56μm。     

TC4-DT焊接接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展实验及模拟研究

拉剪复合载荷作用下,构件中的裂纹呈现复杂的Ⅰ-Ⅱ复合型扩展模式,研究其扩展规律对准确评估构件疲劳寿命具有重要意义。针对TC4-DT钛合金电子束焊接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展规律开展研究,设计并加工紧凑拉伸剪切(CTS)试样,通过开展不同加载角度下接头试样的疲劳裂纹扩展实验,得到接头Ⅰ-Ⅱ复合型裂纹的a-N曲线及疲劳裂纹扩展路径。在上述基础上引入Ⅰ-Ⅱ复合型等效应力强度因子并结合Paris公式建立TC4-DT电子束焊接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展速率方程。采用扩展有限元法(XFEM)对复合型疲劳裂纹扩展过程进行数值模拟研究,得到不同加载角度下的扩展规律,并与实验结果进行比较。结果表明:不同加载角度下Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹开裂角模拟值与实验结果误差均在10%以内,并且扩展路径均与实验结果吻合;XFEM能够有效预测复合型疲劳裂纹扩展路径。