航空发动机叶片激光冲击强化机制研究

针对航空发动机叶片近年来出现的故障,进行力学分析;研究激光冲击强化的机制及其在航空发动机叶片上应用的可行性和关键技术.     

复合材料板冲击损伤及剩余拉伸强度试验

T300/BMP316是一种很有应用前景的航空航天结构复合材料,对两种不同铺层参数的T300/BMP316复合材料层合板进行了冲击损伤及剩余拉伸强度试验.结果表明,不同铺层参数对层合板冲击损伤投影图形的长轴方向有一定的影响,但对冲击损伤投影面积大小几乎没有影响,层合板的剩余拉伸强度与冲击损伤投影面积的大小没有直接关系.      

复合材料结构数字化设计与工艺制造一体化技术研究及应用

复合材料具有比强度高、比刚度大、可设计性强、抗疲劳损伤性能和耐腐蚀性良好、尺寸稳定性好、隐身性好、便于大面积整体成型、并可大大降低飞机机体结构重量、有效提高商用载荷等诸多优点,因此大批飞机零部件相继采用复合材料结构.     

航空发动机风扇叶片两种表面处理方法对比

在对激光冲击强化技术与喷丸表面强化技术比较分析之后,表明航空发动机叶片经过激光冲击强化后,能显著增加叶片表面残余压应力,提高疲劳性能,并且其效果优于喷丸表面强化技术。     

冲击载荷作用下新型阻尼铝合金的阻尼及力学性能

 采用冲击实验装置研究了新型阻尼铝合金材料在冲击载荷作用下的动态力学性能及表征方法。研究结果表明：采用冲击实验的冲击功及能量参数能够科学合理地表征铝合金材料的力学及阻尼性能。新型阻尼铝合金材料的抗冲击载荷能力和阻尼性能均高于普通铸造铝合金材料86%及37%左右,且内部组织致密、均匀细小,具有优良的综合性能。     

复合材料抗冲击性能和结构压缩设计许用值

 从复合材料结构压缩设计许用值的概念和复合材料的冲击后压缩强度性能出发,讨论按NASA标准得到的CAI值与它们的关系,指出传统的CAI值不能充分反映复合材料体系的抗冲击性能,且与结构压缩设计许用值无任何联系。在对复合材料结构完整性要求和作者的试验研究,和对国外文献总结的基础上,提出复合材料抗冲击性能应包括损伤阻抗和损伤容限两方面。大量的试验数据证实复合材料层压板抗冲击性能存在拐点现象,在对拐点附近复合材料层压板的破坏机理研究基础上,建议用拐点附近的性能建立复合材料层压板抗冲击性能的评定体系,即可以用表面层在冲击下保持其完整性的最大能力(最大接触力)来表征复合材料体系的损伤阻抗(韧性);用出现拐点后基本不变的压缩强度(破坏应变)门槛值来表征复合材料体系的损伤容限。     

铆钉连接件细节应力分析及疲劳裂纹形成寿命预估

 首先建立简化的力学模型模拟复杂的铆钉连接件结构,并用有限元软件对所建立的模型进行细节应力分析。然后利用损伤力学守恒积分原理得到计及损伤耦合效应的集中应力表达式。在此基础上,根据由热力学原理导出的以损伤驱动力表示的损伤演化方程,给出裂纹形成寿命与载荷关系的解析表达式。进一步,按照某种材料的部分标准试件的中值疲劳曲线拟合损伤演化方程中的材质参量,并利用同类材料的其他标准试件的中值疲劳曲线进行寿命预估方法验证。最后,给出了国产某型客机危险部位具有不同存活率的疲劳裂纹形成寿命。     

含多处损伤搭接结构应力强度因子有限元分析

 采用铆钉的两种表现形式（详细杆元和简化的弹簧元）的组合方式建立了含多处损伤(MSD)多铆钉搭接结构的有限元模型,通过分析得到了不同损伤模式下的应力强度因子(SIF)随裂纹扩展历程变化规律的曲线。结果表明,相对于单裂纹和无腐蚀情况,MSD和腐蚀损伤都会增加SIF值,当裂纹间距大于孔间距一半时,可不考虑裂纹间干涉效应;在给定的循环应力幅下,应力强度因子幅随干涉量的增加而降低,但干涉量大到一定值时,SIF对其不再敏感;铆钉材料对SIF的影响很小,而铆钉直径增大20%,SIF约增加6%。反平面翘曲对SIF有很大的影响,相对于无反平面翘曲,SIF下降一个数量级。     

进气道出口堵盖打开爆炸冲击条件下固冲发动机动态响应分析

固冲发动机转级时进气道出口堵盖通常采用火工品爆炸方式打开,会对固冲发动机产生很大的瞬时冲击作用,进而影响弹体飞行姿态和弹上仪器的正常工作.借助Autodyn软件的显式动力学方法,对进气道出口堵盖打开时爆炸冲击响应进行了数值仿真分析,获得了固冲发动机不同位置的冲击加速度时域曲线和冲击响应谱曲线,并与试验结果进行了对比分析...     

航天器舷窗玻璃超高速撞击损伤与M/OD撞击风险评估

用北京卫星环境工程研究所的18mm口径二级轻气炮(TLGG)和20 J激光驱动微小飞片装置(LDFF-20)对用作航天器舷窗玻璃的熔融石英玻璃的超高速撞击损伤特性进行了实验研究和分析.其中,TLGG发射的球形铝弹丸直径分别为1 mm和3 mm,速度2～6.5 km/s;LDFF-20发射的圆柱形飞片厚度7 μm,直径1 mm,速度1～8.3 km/s.撞击结果为:对12 mm厚的熔融石英玻璃,直径为3mm的弹丸甚至在2.8 km/s的低速下就将其穿透,而直径为1 mm的弹丸在6.5km/s的高速下没有穿透,这说明弹丸直径对撞击损伤特性有很强的影响;LDFF-20发射的微小飞片的撞击仅在玻璃表面产生很浅的凹坑,没有裂纹产生,但微小飞片的累积撞击损伤明显地降低了玻璃的透光性.实验初步获得了侵彻深度PC、侵彻直径D1与弹丸撞击速度Vp、弹丸质量Mp之间的经验关系.依据实验结果和目前的微流星体/空间碎片(M/OD)环境工程模型,建议对于高度为400 km、轨道倾角42°、寿命为3年的典型航天器,其舷窗玻璃的临界安全(非穿透)厚度至少为12mm.