基于制造过程信息融合的产品早期失效率评估

为在快速响应制造模式下充分利用制造过程多源信息,通过评价产品的早期失效率来评估特定工艺的质量,进而选取合适的工艺,提出基于制造过程信息融合的评估方法.首先建立产品早期失效率的模型,并给出参数估计的方法;其次通过对形成产品可靠性的制造过程进行分析,确定合理的信息源;再次利用信息熵得到当前加工完成的产品与类似产品的相似程度;最后确定产品早期故障率的融合分布,对当前工艺生产产品的早期故障率进行评估;并以雷达移相单元为评估对象,验证论文所提方法的可行性.      

一种S频段同轴双工器设计

针对传统双工器设计采用全尺寸建模计算方法的复杂性,提出了一种新的双工器设计方法,应用等效电路与腔体模型协同设计,可以快速、准确地求得双工器结构参数。文章设计了一种1/4波长谐振腔结构的S频段同轴双工器。首先通过等效电路仿真计算求得腔体间耦合系数及品质因数,然后通过腔体建模仿真,反演出双工器的结构参数,并加工实物。实测结果表明:该双工器具有低插损、高隔离的特点,通带插损小于0.75dB,驻波小于1.32,通道隔离度大于95dB。此方法可为其他频段同轴双工器设计提供参考。     

模拟月壤真空试验装置设计及实现方法

我国探月三期需在月面真空环境下钻采2 m深的月壤样品,为测试采样器在真空热环境下的性能,需首先在地面模拟一个接近月表的真空热环境.本文设计了一套模拟月壤真空试验装置,研究了模拟月壤真空实现方法.通过使用机械泵对模拟月壤进行抽真空,分析了抽速、样品量、含水量、密实度和温度等因素对模拟月壤真空度的影响情况.此外,分别分析了从容器顶部、底部抽气对模拟月壤抽真空效果的影响,提出了保证样品密实度的可行抽气方法.该试验研究对构建月面真空环境模拟器具备一定的参考价值.      

基于人工势场法的月球表层采样装置避障规划

表层采样技术是获取地外天体土壤样品的重要手段,为在月表复杂地形、不确定着陆姿态、不规则器表包络约束下,快速获取安全的表层采样动态轨迹,文章根据四自由度表层采样装置设计,分析了工作过程中的正逆运动学关系;根据表层采样装置动、静态目标点运动要求,将约束空间分解为有效障碍检测区与不可达集,进行表层采样避障规划;为加快规划速度,针对表层采样装置瞬态构型构建了动态障碍检测区、动态不可达集;结合人工势场法提出了避障规划算法。对典型姿态下表层采样过程的避障规划仿真表明,该算法可实现约束条件下的表层采样轨迹规划,并对表层采样装置适应性设计提供支持。     

基于导波传播模型的MUSIC损伤识别算法

针对结构健康监测领域的损伤近场定位问题,提出了适用于复合材料结构损伤识别的近场二维多重信号分类（MUSIC）损伤识别算法。该损伤识别算法将导波传播模型引入近场二维MUSIC损伤识别模型,构造损伤散射信号与实验差信号的互相关矩阵,通过信号子空间与噪声子空间正交特性构造近场二维MUSIC空间谱。通过数值仿真和实验验证了所提出的损伤识别算法能够有效地识别复合材料结构损伤位置信息,具有很高的定位精度和分辨率。针对飞机垂直尾翼的加强筋结构对导波传播特性影响较大的问题,提出了分区域监测的损伤检测策略,并利用基于导波传播模型的二维MUSIC空间谱损伤识别算法成功地识别飞机垂直尾翼结构损伤,实现了复杂复合材料结构损伤识别的工程验证。     

含多裂纹对接板应力强度因子三维有限元分析

应力强度因子（SIF）分析是含多部位损伤（MSD）结构的裂纹扩展分析及寿命预测的基础,对于连接结构采用简化模型难以考虑次弯曲、铆钉变形等因素影响。本文建立了含MSD对接板的三维有限元模型,研究了不同损伤模式、设计构型和约束条件下的裂纹尖端SIF分布特性以及随裂纹长度的变化规律。结果表明,孔边裂纹Ⅰ型SIF起主导作用,Ⅱ型和Ⅲ型SIF可忽略不计;由于次弯曲效应,SIF从外表面到内表面近似呈线性关系逐渐增加;MSD裂纹之间存在较强的干涉作用,且裂纹间距离越短数量越多,干涉作用越强;SIF随拼接板厚度增加呈先增加后降低的趋势,原因是拼接板刚度和铆钉柔度对铆钉载荷传递有一定影响;采用埋头铆钉会使SIF值增加,且内外表面差异变得更大;反翘曲约束对裂纹尖端SIF均值影响很小,但能显著降低SIF沿厚度方向的变化。     

基于改进SWT模型的FGH96合金低周疲劳寿命预测

针对SWT（Smith-Watson-Topper）模型未考虑材料对平均应力影响的灵敏度以及忽略平均应力对材料塑性变形影响的问题,利用材料的屈服强度和抗拉强度,对Walker指数γ的计算公式进行了改进,并将其引入到SWT模型中对损伤控制参数进行了修正。同时结合M-H（Manson-Halford）模型塑性部分平均应力修正方法对SWT模型中的塑性变形参数进行了修正,从而提出了一种基于改进SWT模型的FGH96粉末高温合金低周疲劳寿命预测方法。利用不同材料的γ试验计算值对改进的Walker指数计算方法进行了验证,计算平均相对误差为10.25%。并利用FGH96合金和其他航空发动机材料的低周疲劳试验数据,对改进SWT模型的寿命预测精度及适用范围进行了评估,并与M-H、SWT和Lv模型进行了对比。结果表明,改进SWT模型对不同材料的预测结果基本位于±2倍分散带之内,其寿命预测能力要高于其他3种模型。     

基于DFR法的复杂载荷谱的等损伤简化方法

载荷谱简化是缩短疲劳试验时间的有效方法。本文在综合考虑三参数S-N曲线的全寿命适应性、细节疲劳额定(DFR)法计算简单可靠以及等损伤折算法不改变总损伤特点的基础上,提出了一种载荷谱的折算简化方法。该方法首先以块谱中某一载荷水平与最大载荷水平一次循环造成损伤的比γ作为判断依据,设定损伤比门槛值γac,以确定折算载荷,其中损伤计算采用了三参数S-N曲线和DFR法;其次考虑谱型对疲劳试验结果的影响,引入块谱形状因子,以减少简化谱改变谱型而对疲劳损伤及疲劳寿命分散性带来的影响;最后引入了疲劳极限附近小载荷的处理方法,形成了等损伤载荷谱简化方法。试验证明,原载荷谱与简化谱的损伤基本不变,但试验时间可大大缩短。     

各向异性材料微动疲劳寿命研究

设计和制造了一套采用液压加载方式来施加法向载荷的微动疲劳试验装置,并且在该装置上进行了各向异性材料DD3与粉末高温合金FGH95以及DZ125与FGH95配对接触的微动疲劳试验,研究其微动疲劳的损伤过程.各向异性材料微动疲劳试验的完成证明了该装置的性能良好.将微动综合损伤参量应用于各向异性材料微动损伤的表征,并建立了DD3和DZ125相应的微动疲劳寿命预测模型.通过微动综合损伤参量的计算分析与试验验证,表明所建立的各向异性材料微动疲劳寿命模型其预测结果误差分散带均在2.8倍因子以内.      

高超声速飞行器多层次结构强度分析方法

针对高超声速飞行器结构应力损伤问题,采用有限元子模型法对高超声速飞行器结构强度进行分析研究。有限元分析依据模型复杂情况分为3个层次进行:第1层次采用较为稀疏的网格,获得二级子模型边界上各点的位移和力分布;第2层次将二级子模型网格划分细密,并用Fastener单元模拟群钉连接结构,获得较为准确的应力计算结果及钉载分配;第3层次选取钉载最大的部位建立三级子模型,引入渐进损伤子程序对危险部位进行损伤分析。文中采用ABAQUS子模型法,结合Fastener单元及UMAT(User-defined Material Mechanical Behavior)对高超声速飞行器结构强度由整体到局部进行了有限元分析,解决了常规有限元分析法网格多、计算困难等难题。