滚动接触疲劳寿命预测方法综述

首先介绍了滚动接触疲劳的主要失效过程是裂纹在亚表面起始然后扩展到表面最终引起剥落,接着分两类介绍了滚动接触疲劳寿命模型的研究和讨论:一类是基于概率的工程模型,这类模型的代表是Lund是-berg-Palmgren方程、Ioannides-Harris方程、Zaretsky方程等,这些方程均有很强的实用性,在轴承工业中已取得很好的应用;一类是研究模型,这些模型通过接触体材料完整的应力-应变行为的信息,并结合材料的失效模型,用于解释接触疲劳失效过程中的机理。     

月球返回舱跳跃式再入弹道设计方法研究

不同于近地航天器返回地球,月球返回舱存在再入速度更高、大气和气动参数误差影响更大以及再入动力学耦合更强烈的特点。为缓解这些突出问题,降低月球返回舱所受到的冲击,对跳跃式再入弹道进行了研究,给出了跳跃式返回弹道的设计流程和算法,分析了不同再入角和航程约束下的弹道形态,并针对7 500 km航程可能出现的横向超调现象提出了3种解决方案。其中控制出口射面法引入了"预测-校正"思想,从根本上解决了自由飞行段可能出现的问题。数值仿真结果验证了弹道设计流程和算法的有效性。     

含缺陷C/SiC平纹机织复合材料拉伸力学行为数值模拟

采用APDL语言实现ANSYS的二次开发,建立含预制缺陷的纤维束截面卵圆形多尺度单胞模型。首先计算纤维束单胞的初始模量,强度以及最大应变;随后利用扫描电镜图中的缺陷建立单胞模型,并引入周期性边界条件,预测材料的初始各向材料常数。同时利用Linde提出的逐渐损伤准则,进行单轴拉伸力学行为的数值模拟,并阐述该平纹机织复合材料单胞模型在经向拉伸载荷作用下其纤维束的损伤及演化过程。该模型计算得到的最大拉应度为0.65%,强度为256.46 MPa。结果表明,该模型给出的数值模拟结果与实验数据吻合较好,证明了模型的有效性,为该类材料的优化设计及其力学性能分析提供了一种有效方法。     

基于局部应力法的 Bayes -神经网络舵板寿命预测

舵板是某水下航行体的关重件,为预测其使用寿命,文章建立了舵板航行体的计算域模型,通过仿真并运用局部应力应变法,计算出舵板在特定环境应力下的寿命;利用贝叶斯估计的先验知识以及神经网络,联合预测出舵板在不同的环境应力下的使用寿命。     

飞机疲劳载荷谱试验研究

介绍了在战斗机谱载作用下的30CrMnSiNi2A和LY12CZ试件的裂纹形成寿命试验,以及在运输机谱载作用下的30CrMnSiA和LY12CZ试件的裂纹扩展寿命试验。对影响疲劳寿命的主要参数,如高载截取、低载截除、载荷顺序以及不同载荷谱型对寿命的影响进行了讨论,得出了一些有重要意义的结论。     

激光熔覆强化技术实验研究

介绍了激光熔覆应力集中区研究的概况。在材料和激光参数优选的基础上,对钢试件进行熔覆处理,并进行了疲劳试验,研究激光熔覆对疲劳寿命的影响。试验结果表明：激光熔覆处理在优选参数条件下,能显著地提高钢试件的疲劳寿命。     

电离层参数行为的相轨道表示及其新的预测模型

以不同时间尺度的电离层参数时间序列重构的相轨道,表征了该参数的复杂行为,并由此提出了参量预测的相空间相似及回归模型。两模型用于海口(20°2'N,102°20'E)f₀F₂和M(3000)F₂的预测,取得了满意的结果。      

挤压强化技术在歼击机机翼油箱隔板延寿中的应用

1.引言 为确保某歼击机机翼油箱隔板达到规定的使用寿命,在对其疲劳关键部位——下耳片螺栓孔进行修理时采用挤压强化技术。为检验挤压强化的增寿效果,选取适当的挤压参数,采用4组模拟试件,第一组不进行挤压,标记为NCW;另三组分别用不同的挤压参数进行挤压强化,分别标记为CW_1、CW_2、CW_3,其挤压量依次为孔径的1.04％、1.23％     

腐蚀疲劳裂纹扩展与寿命估算

将有效的疲劳裂纹扩展速率表达式应用于腐蚀疲劳,对腐蚀疲劳裂纹扩展寿命估算进行了初步探讨。结果表明:腐蚀疲劳裂纹扩展速率(da/dN)_(CF)与(△K-△K_(thCF))在双对数坐标上呈线性关系。首次提出临界加载频率概念,频率高于临界加载频率,频率对裂纹扩展没有影响;频率低于临界加载频率,提出了表示频率对裂纹扩展速率影响的频率效应函数。经客观的验证,用文中提出的公式估算的腐蚀疲劳裂纹扩展寿命和实验寿命吻合良好。     

两类可靠性指标之间的关系研究

从可靠性寿命的定义出发,在一定的假设前提下,导出了双参数中威布尔分布的斜率参量α和对数正态分布子样标准差σ之间的关系;进而得到建立在对数正态分布基础上的疲劳寿命N_(90/99.9)和建立在双参数威布尔分布基础上的疲劳寿命N_(95/95)之间的关系;计算结果表明上述两类可靠性指标是一致的。