微动疲劳结构应力强度因子有限元分析

 采用ABAQUS软件建立了铝合金的圆柱/平面接触微动疲劳结构有限元全局模型和子模型,运用该模型将计算的应力值与解析解进行比较,结果相当吻合,证明了本文有限元模型及方法的有效性。最后在FRANC2D/L中用接触区的正应力和剪应力代替压头,重建子模型。通过分析得到了不同影响因素下应力强度因子（SIF）随裂纹扩展历程变化规律的曲线。结果表明,外加循环应力是影响SIF的最主要因素,SIF随循环应力的增加而增加。在微动疲劳影响深度区内,SIF随接触压力P、摩擦因数f以及Q/(fP)（Q为切向力）的增加而增加。Q/(fP)的影响最大,摩擦因数的影响最小,接触压力介于二者之间;超过该深度,SIF对其不再敏感。     

带保载平面应变塑性诱发裂纹闭合效应

用黏塑性有限元法模拟含中心裂纹试件在等幅循环拉伸加载和保载作用下的裂纹扩展规律.试件采用涡轮盘材料Udimet720 Li(low inclusion)、恒温700℃和平面应变假设,通过逐步释放裂纹尖端节点约束来模拟裂纹扩展.计算了在应力比R=0,不同最大循环载荷、不同保载时间对平面应变下无量纲裂纹张开应力强度因子的影响.平面应变情况下,无量纲裂纹张开应力强度因子随最大载荷的变化而趋于分散,并随着裂纹的扩展,会存在先上升后下降并趋于一个稳定值的趋势;载荷相同时,保载时间的增加使裂纹张开应力强度因子增加.高温保载情况下,蠕变会影响裂纹扩展速率.      

一种联结翼布局气动特性的求解模型

联结翼布局与常规布局相比具有结构重量轻、诱导阻力小、升力系数大和稳定性良好的特点。从升力线理论出发,引入普朗特对干扰因子的假设,推导出适合于平列式联结翼布局的气动求解模型,并给出了干扰因子的取值范围。该模型保持了工程估算方法所具有的简单、快捷的优势,与计算流体力学(CFD)计算结果的对比显示,模型具有较好的精度。研究结果表明,在机翼面积不变的情况下,增大前翼展弦比、展长比及翼隔可有效降低总诱导阻力,与单翼布局相比诱导阻力最大可降低28%。     

基于神经网络响应面的机翼气动稳健性优化设计

针对不确定性因素引起飞机性能波动的现象,探讨了机翼气动优化设计过程的稳健性问题;建立了面向速度和扭转角两个不确定性因素的气动性能稳健性约束模型;在利用MATLAB构造基于均匀设计法的BP(Back Propagation)神经网络响应面基础上,应用遗传算法对机翼分别进行考虑稳健性约束和不考虑稳健性约束的气动优化设计,得到两种不同的优化方案。计算结果表明:两种优化方案的最大升阻比都比初始方案的大;在巡航马赫数下,与不考虑稳健性约束的优化方案相比,考虑稳健性约束的优化方案的最大升阻比小0.027 9,但在马赫数、扭转角对应范围内其最大升阻比的变化量分别小0.034 0和0.001 6,其他气动性能参数也更加稳定,波动更小,气动性能具有更好的稳健性,从而证明本文方法进行机翼气动稳健性优化设计是可行、有效的。     

石英挠性加速度计参数长期重复性技术研究

石英挠性加速计作为敏感载体加速度的关键器件,其参数的长期重复性直接决定着惯导系统的精度和性能。为了清楚石英挠性加速度计长期重复性机理,从胶粘剂性能变化和焊接应力变化两个方面分析了石英挠性加速度计偏值长期重复性机理;从胶粘剂性能变化和永磁材料稳定性两个方面分析了石英挠性加速度计标度因数重复性机理。在此基础上,提出了从结构优化、新型材料研究、稳定化处理和加速试验四个方面提高石英挠性加速度计参数长期重复性的建议,为开展高精度石英挠性加速计的研制提供了支撑。     

航天轴承精度寿命研究现状及展望

根据转速和工作温度范围,航天轴承可选择固体润滑、油或脂润滑。航天轴承在轻载条件下工作,其失效一般是由于润滑剂损失、退化引起润滑膜破坏,磨损加剧导致轴承精度丧失。航天轴承服役期考量的是精度寿命,即磨损寿命。对不同润滑工况下航天轴承磨损寿命的影响因素、失效模式、失效准则、磨损寿命模型、加速寿命试验及基于性能退化的剩余寿命预测进行了概述,总结了目前研究中存在的不足,并提出了值得关注和需要进一步研究的方向。     

基于位移场的裂纹尖端识别算法

提出一种基于位移场的裂纹尖端识别算法。首先建立了与裂尖位置有关的目标函数,将裂尖识别问题转化为求解最小值的优化问题;然后在位移场范围内假设裂尖位置,将非线性优化问题转变为线性问题,在给出裂尖的初始假设位置后,通过该裂尖识别算法迭代分析,最终获得裂纹尖端的准确位置。仿真测试表明,该算法6s内通过4步迭代分析就可以得到Ⅰ型裂纹区域的位移场和Ⅰ-Ⅱ混合型裂纹区域的位移场准确的裂尖位置,该方法为裂纹测量技术提供了技术支持,有极大的应用价值。      

碳纤维复合材料超声扫描分层检测及评价方法

由于碳纤维增强复合材料（CFRP）具有各向异性的特点,在其钻削加工中极易形成分层、撕裂以及毛刺等加工缺陷,而分层对碳纤维层合板构件的性能影响最大,因而建立一套准确的针对分层缺陷的检测、描述以及评价方法对层合结构碳纤维复合材料的有效应用具有重大意义。从分层缺陷的形成机理出发,通过对现有分层缺陷的检测以及评价体系的分析,提出了基于高频超声扫描显微镜（SAM）来进行分层缺陷检测评价的三维体积分层因子评价方法,并针对T800/X850碳纤维单向层合板对该方法进行了定征试验,最后通过对实际加工孔的分层缺陷的评价,综合对比了三维体积分层因子评价方法与传统评价方法的应用效果。结果表明：分层缺陷是由力热耦合引起的层间粘结失效,出口处更为严重;用超声扫描显微镜检测分层,可检测不少于8层的碳纤维复合材料,至少可以清晰表达5层的内部分层特征;分层会发生隔层传播,并且两个相邻铺层为同向的层间结合强度最好,不易产生隔层传播;三维体积分层因子可以更准确清晰地评价复合材料层合结构的内部缺陷。     

多孔多裂纹平板的疲劳裂纹扩展试验与分析方法

飞机结构广布疲劳损伤是目前大型客机损伤容限设计与分析的难点。通过试验研究了典型多孔多裂纹2024-T3铝合金平板的裂纹扩展行为。试验结果表明：相邻孔边裂纹之间的相互干扰明显降低了共线多裂纹平板的疲劳裂纹扩展寿命。就本文研究的典型多孔板,所有孔边都出现了等长裂纹这一极端情况,其裂纹扩展寿命是单孔平板孔边裂纹扩展寿命的10%左右。本文采用Eshelby夹杂理论和权函数法给出了典型多孔多裂纹问题的应力强度因子近似解析解,并结合Paris裂纹扩展公式预测疲劳裂纹扩展寿命。与采用有限元法获得应力强度因子并预测多孔多裂纹板的疲劳裂纹扩展寿命进行对比,对比结果表明：采用解析解和有限元解获得的应力强度因子预测的疲劳裂纹扩展寿命与试验结果吻合良好;相比于有限元法,本文的应力强度因子解法简单、高效,将有助于飞机结构多位置损伤（MSD）的疲劳裂纹扩展寿命预测分析。     

基于旋转加速度计原理的重力梯度测量技术研究与试验

旋转加速度计式重力梯度测量方法通过旋转调制的方式提取微弱的重力梯度信息。首先从测量原理出发,指出实现该方案的主要难点及对策,提炼出关键技术;其次,以多种方式开展引力梯度效应试验,验证了理论的正确性;最后,尝试了面向载体应用的动态适应性试验,达到地面低动态条件下的技术要求,为开展高动态条件下的重力梯度测量奠定基础。