基于高压涡轮叶片寿命损耗的航空发动机功率控制

提出了基于高压涡轮（HPT）叶片寿命损耗计算的功率控制策略.通过飞机和发动机模型在不同环境条件下进行飞行任务仿真,得到推力需求及HPT叶片温度等参数,采用逆向工程方法进行HPT叶片寿命损耗计算.结果表明:在满足推力需求的同时,采用降低HPT叶片温度的控制策略能明显减少在不同环境条件下HPT叶片寿命损耗.通过不断调整发动机高压涡轮环境温度使之工作在推力需求基线附近,达到了有效延长发动机寿命的目的,验证了高压涡轮叶片寿命损耗计算方法简单可行.表明基于HPT叶片寿命损耗的发动机功率控制降低发动机寿命周期成本的有效性.      

胶-螺混合连接结构强度分析及影响因素研究

为深入分析胶-螺混合连接结构强度及影响因素,利用ABAQUS平台建立胶-螺混合连接三维渐进损伤模型,采用界面层损伤判据及退化方法来模拟胶层的损伤破坏。首先,将胶-螺混合连接结构强度分别与胶接结构、螺接结构强度进行对比,详细阐释胶-螺混合连接结构与胶接结构承载机理及胶接区应力分布形式;然后,分析讨论钉头形式及宽径比对混合连接结构强度和损伤形式的影响。结果表明：胶-螺混合连接结构强度优于胶接结构和螺接结构,并得到了可有效提高结构强度的钉头形式及最佳宽径比。     

两种典型发动机的复合材料结构损伤与修理

基于对RB211—535E4和PW4000（94”）两种型号民用航空发动机多年的维修经验,阐述了两种发动机中各种复合材料零部件的结构形式和常见损伤特点．并结合相应的发动机大修手册,简要介绍了相关复合材料结构损伤的修理方法。     

航空结构用新型高性能钛合金材料技术研究与发展

大量采用先进钛合金材料及其应用技术,不仅可以大幅度改善结构减重效果,而且可以延长使用寿命、提高安全可靠性,因此成为了新一代飞机和新型发动机先进性的显著标志之一。本文分析了我国钛合金加工材料的发展现状及存在的主要问题,提出了采用自主创新和按体系发展是实现我国航空钛合金材料及应用技术立足国内自主保障的关键途径,指出了材料创新和工艺技术创新是实现航空结构钛合金从单一高性能到综合高性能跨越、提升技术成熟度以及向规模化、稳定化和低成本化发展的技术保障。     

外物损伤对风扇／压气机叶片高循环疲劳性能影响的研究

对外物损伤(FOD)对航空发动机风扇/压气机叶片高循环疲劳(HCF)性能影响的国内外研究进行了综述和分析,介绍了美、英等国通过实施涡轮发动机HCF研究计划在FOD对叶片HCF性能的影响研究方面所取得的进展和成果,总结了中国近年来对FOD问题的研究内容,指出了中国该项技术研究的不足和差距,并对需要进一步深入研究的关键技术问题提出了建议。     

确定材料概率疲劳曲线的损伤力学方法

飞机结构对可靠度要求很高,因此要获取材料的概率疲劳曲线.概率疲劳曲线试验周期长,费用高.对此,首次通过损伤力学方法,根据获取材料中值疲劳曲线所需数据确定了材料的概率疲劳曲线.结果表明,当存活概率提高时,疲劳强度将明显降低,疲劳寿命将明显缩短.本结论是从金属材料的标准试件的疲劳试验推出的,因而该方法首先适用于金属材料,同时该方法也可推广用于许多新型的复合材料.另外,试验子样愈大,置信度愈高.该方法的价值在于可以采用中值疲劳试验代替概率疲劳试验,显著地节约疲劳机时与试验成本.     

碳纤维复合材料电导率改性与抗雷击性能

传统碳纤维复合材料(CFRP)中的树脂基体电阻率大,在强电流下会产生大量阻性热从而造成损伤,增强其电导率能够有效提高CFRP的雷击防护性能。在树脂基体中添加银粉颗粒进行电导率改性,通过有限元仿真分析银粉含量对雷击防护性能影响,确定CFRP基体中的最佳银粉含量为38%。沿厚度方向电导率的改性效果最佳,提高了217.3倍。使用不同峰值的D波形雷电流对改性CFRP层压板进行模拟雷击实验,并对未改性以及表面铺设铜网的层压板进行相同能级的对照实验,通过目视损伤观察和透视超声扫描比较损伤特征和损伤面积,评估基体改性CFRP的抗雷击性能。结果表明:基体改性可以阻碍表面铺层被击穿,降低纤维断裂翘曲以及分层损伤;峰值电流20 kA、40 kA和60 kA下,铜网防护能使雷击透视损伤面积分别下降100%、86.61%和37.46%,基体改性整体防护能使雷击透视损伤面积分别下降84.02%、81.03%和40.91%。     

含紧固件层合板雷击烧蚀损伤分析

为了研究含紧固件复合材料层合板在雷击电流作用下的烧蚀损伤规律,基于热电耦合建立含紧固件层合板的雷击有限元分析模型,并对雷击烧蚀损伤结果进行分析,与参考结果对比验证模型的合理性,并分析得到含紧固件层合板在不同峰值电流、紧固件尺寸、层合板宽度比条件下的烧蚀损伤结果,总结不同因素影响下烧蚀损伤面积的变化规律。结果表明:雷击峰值电流、紧固件的尺寸、层合板的宽度对含紧固件层合板烧蚀损伤面积具有极大的影响,相同的雷击电流波形,峰值150 kA雷击电流导致的烧蚀损伤面积是峰值50 kA的15.39倍;紧固件越小,烧蚀损伤面积越大,分层损伤面积越大,其中,当紧固件直径减小至1/2时,烧蚀损伤面积最大可增加4.97倍,分层损伤面积最大可增加1.91倍;层合板损伤面积随宽度的增加先增大后减小,最后趋于平稳,其中最大损伤面积与最小损伤面积的比值可达1.81倍,且比值随着紧固件直径的增加而增大。     

二维叠层C/SiC复合材料低能量冲击损伤实验

C/SiC复合材料是航空航天器中的耐高温材料,其服役环境存在低能量冲击源且关于此类冲击事件的研究相对较少。本文主要采用落锤冲击系统性地揭示2D叠层C/SiC复合材料平板的抗低速低能量冲击性能,通过改变冲击能量考核不同单层厚度和平板厚度的抗冲击性能变化,并利用CT技术进行冲击后无损检测,分析结构内部细观损伤。结果表明：冲击载荷下,C/SiC复合材料按冲击载荷变化可分为线性、屈服和回弹3个阶段;典型冲击损伤形式包含局部压溃、分层、纤维断裂及基体微裂纹;同等结构厚度,单层厚度越大C/SiC复合材料平板冲击变形和冲击损伤越小,冲击阻抗值越高;同等单层厚度下,结构总厚度较大的C/SiC复合材料平板冲击损伤较小,冲击阻抗较大。因此,C/SiC复合材料的预制体层数与结构厚度对低能量冲击源较为敏感,且减小单层厚度及增加结构总厚度可明显提高其抗冲击性能。     

一种多部位损伤全寿命分析的工程方法

提出了一种多部位损伤全寿命分析的工程方法,该方法包含3部分内容。对多裂纹萌生问题,通过研究多细节结构中裂纹萌生机理,将裂纹萌生寿命的取值事件转化为3个独立事件的积事件,前者的发生概率等于3个独立事件发生概率的乘积,3个独立事件的发生概率可由单细节结构裂纹萌生寿命的概率分布求得。从而可由单细节结构裂纹萌生寿命概率分布得到多细节结构中依次出现的各条裂纹的萌生寿命的概率分布。对多裂纹扩展问题,先通过有限元方法计算出多裂纹指定长度组合下的应力强度因子,然后引入响应面法,定量地建立了裂纹长度与应力强度因子之间的函数关系,由响应面模型得到多裂纹任意长度组合下的应力强度因子,最后采用循环接循环法进行裂纹扩展分析。对多裂纹结构失效分析,采用亚临界条件判断结构是否失效,认为结构上萌生的首条裂纹与第2条裂纹的位置相邻,裂纹发生首次连通时,结构失效。进行了单细节带孔板与多细节带孔板的裂纹萌生扩展试验,并对多细节带孔板的裂纹萌生扩展寿命和首次裂纹连通寿命进行了预测。预测结果和试验结果吻合良好,表明该方法是有效的。