剥蚀对飞机机翼上蒙皮疲劳寿命的影响分析

剥蚀是影响老龄飞机机翼结构完整性的重要因素之一.文中基于材料的初始不连续状态(initial discontinuity state, IDS),建立了评估剥蚀对机翼上蒙皮疲劳寿命影响的模型,然后利用AFGROW计算了在以压应力为主导的等幅载荷谱作用下,机翼蒙皮针对不同腐蚀损伤程度时的疲劳寿命.还研究了多腐蚀损伤对机翼蒙皮疲劳寿命的影响,结果表明,相对于单腐蚀损伤,多腐蚀损伤大大降低结构的疲劳寿命,但其对剥蚀程度不敏感.与试验结果比较表明,该模型预测结果精确,方法可靠.     

断裂性能试验及裂纹扩展寿命分析

通过断裂性能试验确定了某型直升机部件金属材料的断裂韧性和裂纹扩展门槛值,采用多元线性回归方法拟合得到裂纹扩展速率方程的材料常数。采用不同的裂纹分析方法进行了损伤容限分析。研究结果表明：对此型直升机部件的金属材料来讲,应力强度因子变程门槛值对应的应力比上截止限取0．7是合理的;低于安全疲劳极限的小载荷对裂纹扩展寿命有较大影响,尤其是按安全疲劳极限截除小载荷对裂纹扩展寿命的影响是非常显著的,当截除标准低于0．8倍的安全疲劳极限时,裂纹扩展寿命的差别不是很显著。     

A study on the resistance performance of epoxy nano-composites under the vacuum ultraviolet irradiation

Irradiation damage effects of the epoxy resin 648 and epoxy nano-composites are studied by means of simulating the vacuum ultraviolet (VUV) irradiation whose wavelength ranges from 5 to 200 nm. Experimental results of the mass loss, SEM and XPS show that nano-TiO₂ particles exhibit better resistance performance under VUV. Comparing with epoxy resin, the epoxy nano-composite brings significantly less mass loss, slighter flexural strength variation and decreasing gas extraction with less gas component varieties after irradiation. What is more, no new carbon peak-value has been found and principle components of O_ls peak-value remain unchanged on the surface.     

BUAA-RR七自由度机器人机械结构设计

就BUAA-RR七自由度机器人的操作机机构选型、关节结构、零部件设计等提出了一整套设计原则和方法.研制成的BUAA-RR七自由度机器人,结构紧凑、合理,运动灵活、可靠,达到了避障和避奇异位形等预定目标.      

一种基于模糊重要度的多目标优化设计方法

针对工程设计中经常出现的多目标问题,对目标的重要度进行了模糊性描述,使权重系数的选取建立在重要度这个模糊概念之上。在此基础上提出了一种基于模糊评判的多目标折衷策略,并与遗传算法相结合,发展了一套多目标模糊折衷优化设计算法,通过包括损伤容限目标在内的多目标复合材料层板优化设计的算例,证明了该方法能给出指定设计要求下可能获得的最满意解。     

结构疲劳可靠性设计的等损伤设计方法

简述了疲劳可靠性设计的发展历程;提出用于结构疲劳可靠性设计的"等损伤设计"概念与原理,进行了实验验证.实验表明:按此方法设计构件的零件能在设计寿命下,同时发生破坏;在给定寿命下,零件几乎"等损伤".从而证明按此方法对结构进行疲劳可靠性设计完全可行,且易为实际工程所应用.根据此设计方法,对结构进行疲劳可靠性设计,更能保证结构使用安全、可靠、重量轻.      

预腐蚀条件下多裂纹结构的概率损伤容限评定

为了对恶劣停放环境下的飞机结构进行可靠性分析,利用Wei-Landes线性假设建立预腐蚀条件下的单裂纹扩展随机模型,结合含多裂纹结构的裂纹扩展随机模型,建立了预腐蚀条件下含多裂纹结构的概率损伤容限评定方法.运用于结构的可靠性评定,给出了寿命-可靠度曲线.通过对不同飞行使用强度下的可靠度曲线的比较,得出了飞行使用强度与预腐蚀对裂纹扩展寿命的影响关系.      

基于机型航线优化的多目标规划

为了降低航空公司机队的飞行成本,提高飞机的座位利用率,研究机队各机型与航线优化匹配问题。考虑了旅客溢出带来的潜在支出成本,在满 足航班覆盖、旅客需求、机队寿命、航班连续等约束条件下,建立了多目标0~1整数规划模型,并采用基于隶属度的多目标模糊决策法对模型进行求解计算。通过实例验证分析表明：建立的多目标机队优化匹配模型实用可行,既降低了机队的飞行成本,又提高了各条航线上 机型的座位利用率。     

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。     

使役条件下SiC_p/Al复合材料的建模拟实

基于有限元方法,通过Python语言开发了SiC_p/Al复合材料的参数化建模程序,利用ABAQUS图形用户界面(GUI)完成了建模过程的可视化,搭建了颗粒的大小、形状、体积含量和分布可控的快速建模拟实平台。利用此平台建立了SiC_p/Al复合材料基于微细观的代表性体积单元(RVE)有限元模型,并先后引入了颗粒的弹脆性断裂行为、基体的弹塑性断裂损伤行为和界面的拉伸-开裂行为,实现了SiC_p/Al复合材料的变形和断裂的全过程模拟。为研究使役条件下SiC_p/Al复合材料的构效关系,建立了颗粒体积含量为7%和14%的复合材料有限元模型,首先研究了拉伸过程中颗粒体积含量对复合材料变形和损伤行为的影响;然后将体积含量为7%的复合材料模拟压缩过程与拉伸过程进行对比,分析了在不同载荷条件下复合材料的变形和损伤机理。实践证明,所建立的SiC_p/Al复合材料参数化建模平台可用于颗粒增强金属基复合材料基于微细观的有限元建模,对复合材料强韧化机理分析和构效关系研究具有重要的价值。