航空发动机叶片的鸟撞击损伤研究

综合有关献,分别从航空发动机叶片鸟撞击切割模型,载荷模型,瞬态响应计算方法及试验研究等方面,论述了国内外航空发动机叶片鸟撞击损伤领域的研究状态,研究内部及研究成果,并针对我国的研究状况,提出了研究方向及应采取的进一步措施。     

双分层损伤层合板屈曲的有限元分析

采用参考面单元技术,建立双分层损伤层合板的有限元模型,研究了不同边界条件下,分层尺寸和位置对层合板压屈载荷的影响。大量计算表明,双分层损伤层合板的压屈载荷完全由其最弱的子层确定。在一定的分层位置范围内,双分层和相应单分层的压屈载荷有极好的一致性。给出的压屈载荷的等值线图可以清晰地描述压屈载荷随分层位置的变化规律。     

固体推进剂空穴损伤的理论与实验分析

在空穴累积损伤和微孔洞形核、长大和汇合损伤二种损伤模式分析的基础上，提出一个空实损伤细观力学模型，根据粘弹性对应原理和数学分析，求得空穴损伤演变的二个理论数学表达式。要用空穴损伤非接触诊断专利技术，进行老化药柱的空穴损伤实验研究，求得一种固体复合推进剂的空穴损伤演变的实验曲线和使用寿命。因为贮存失效临界点是实测的，对比实验分析表明：若药柱贮存时间超过贮存失效临界点，则药柱要出出裂纹，超过的时间越长则药柱中的裂纹就越大。     

修正的B-E模型对裂纹快速扩展的数值模拟

在连续损伤力学和突然损伤模型的基础上,提出了利用修正的B-E模型来模拟裂纹的快速扩展,所得到的有限元模型可以在无裂纹扩展速率的前提下模拟裂纹的快速扩展,得到的结果与实验得到的裂纹扩展速率值相当,说明该方法可以用于模拟裂纹的快速扩展过程.     

纤维增强复合材料的损伤特征及失效分析方法

给出了纤维增强复合材料单向板的基本失效模式,总结了多向层合板的损伤特征.复合材料层合板中存在四种基本的失效模式,即:基体开裂、分层、纤维断裂及脱粘.上述四种基本失效模式虽然可组合出多种复杂模式,但任何复合材料的失效均可分为以"基体控制为主"或以"纤维控制为主"两种.本文还讨论了复合材料中的失效分析方法.目前,有关复合材料断裂图像的知识仍是有限的,但已引起人们的高度重视.     

低速冲击后复合材料层合板的修补研究

在对含低速冲击损伤复合材料层合板压缩破坏研究的基础上,探讨了层合板在低速冲击损伤后的修补问题,提出了开口、金属填充以及机械修补等 3种修补方法,并考核了它们对改善板的压缩强度的作用。结果表明,所提出的修补方法均有较好的效果,其中的机械修补方法成倍地提高了层合板的压缩强度;同时还进一步证明了,子层失稳、扩展是导致低速冲击后层合板承压能力下降的重要因素。     

无损检测技术在损伤容限设计试验中的应用

介绍了损伤容限设计的概况、损伤容限试验的工作程序及无损检测技术在损伤容限设计试验中的应用。通过试验，能够运用无损检测技术定量给出试件的损伤程度和监测在试验用载荷作用下损伤的发展情况，并准确、可靠、质量一致地检查出允许的最小危险性缺陷，从而确定出与设计、工艺规定的使用寿命。     

用于可充气展开结构的热固性复合材料耐折叠性能研究

对进行了耐折叠性能下降的原因。环氧耐折叠性能以芳纶纤维／环氧预浸布和碳纤维/环氧预浸布为内层、聚酰亚胺膜为外层的复合薄膜材料能测试，考察了折叠半径、折叠时间、贮存期对材料拉伸性能的影响，分析了折叠引起材料性结果表明：折叠半径、折叠时间对两种材料的模量和拉伸强度的影响规律各不相同，碳纤维/不如芳纶纤维/环氧复合材料，折叠损伤主要表现在纤维损伤和树脂堆积。     

复合材料飞机结构设计许用值及其确定原则

 阐明了复合材料许用值和结构设计许用值的关系和区别,给出了它们更明确的定义。回顾了国内外在确定设计许用值方面的研究概况,介绍了复合材料飞机结构完整性方面的补充要求,给出了设计许用值的确定原则和进一步提高设计许用值的研究方向。     

航空结构损伤容限设计中的三维问题

在对三维断裂问题研究的基础上,对航空结构损伤容限评定中的三维问题进行了综合评述。详细分析了现行损伤容限分析的断裂力学基础、剩余强度评定、材料抗裂性能确定、常幅及谱载荷下寿命预测等重要环节中三维应力状态的作用,提出了解决问题的初步设想,给出了一些最新结果。并对介质、温度环境和载荷共同作用下材料失效中的三维问题等做了简述。最后提出了实现高可靠性损伤容限设计必须解决的三维问题。