搜索结果: 1-15 共查到“航空、航天科学技术 损伤”相关记录161条 . 查询时间(0.25 秒)
不同冲击角度外物损伤对TC4钛合金高循环疲劳强度的影响
高速弹道冲击 外物损伤 冲击角度
2015/9/11
基于空气炮冲击试验装置在不同冲击角度下进行了TC4钛合金平板试件的外物损伤模拟试验,采用逐级加载试验方法测试获得了光滑和冲击损伤试件的高循环疲劳(high cycle fatigue,HCF)强度,研究了冲击角度、冲击位置以及冲击损伤宏观几何尺寸与HCF强度的关系.结果表明:不同冲击角度下的损伤对HCF强度的影响程度不同.冲击损伤在试件边缘时,30°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大;冲击损伤在试...
边界条件对复合材料层合板准静态压痕损伤的影响
复合材料层合板 准静态压痕 边界条件
2015/9/4
在实际的服役过程中，飞机用复合材料层合板通过四边铆接的方式与飞机金属框架进行连接，其受力时的边界条件为四边固支。以实际应用背景为基础，分别从分层损伤扩展模式、接触力、凹坑深度、损伤宽度四个方面系统地比较了四边固支和四边简支两种边界条件下，复合材料层合板准静态压痕损伤的区别。结果表明以上四种变量在两种边界条件下均存在明显差异，可为基于实际应用的复合材料准静态压痕损伤研究提供实验依据。
复合固体推进剂振动疲劳损伤耗散特性研究
复合固体推进剂 振动疲劳损伤 耗散能 临界应力循环数
2015/5/18
为考察运输过程中振动载荷对固体推进剂的影响，进行了复合固体推进剂振动疲劳损伤耗散特性研究，分析了复合固体推进剂的力学特性和记忆特性，讨论了推进剂在振动载荷作用下的疲劳损伤特征，给出了临界应力循环数及变化规律，建立了基于振动耗散能的累积损伤模型，可以计算发动机固体装药在公路运输和舰载环境下的振动累积损伤。
利用二级轻气炮发射铝球弹丸,在真空环境下高速撞击双层铝板和三层铝板结构,研究撞击速度、板间距、铝板厚度对结构撞击损伤的影响。然后分析三层铝板结构的撞击极限速度,并与相同面密度的双层铝板结构的试验结果进行比较。结果表明,当面密度相同时,三层铝板结构比双层铝板结构具有更强的高速撞击防护能力,增加首层铝板厚度有助于提高三层铝板结构高速撞击防护性能,当第二层铝板位于首层铝板与舱壁中间位置时,三层铝板结构的...
碳纤维复合材料拉伸损伤声发射信号MC-ApEn分析
声发射 滑动移除近似熵 碳纤维复合材料 无序
2014/8/13
采用滑动移除近似熵(MC-ApEn)分析碳纤维环氧树脂复合材料拉伸损伤过程中产生的声发射信号。从信号的无序性、复杂性及动力学平衡角度描述基体开裂、纤维/基体脱胶及纤维断裂三种典型声发射信号的近似熵谱特征并给出相应解释。用MC-ApEn分析载荷、计数、声发射能量与时间的相关曲线。由不同趋势间过渡引起的近似熵突变发现，拉伸断裂过程被两结构突变时间点划分为三个不同阶段，并据其演进特点推荐复合材料拉伸失效...
基于三维逐渐损伤理论和全程分析方法,对复合材料层合板在冲击载荷及冲击后静载荷下的损伤过程进行分析,重点研究不同冲击能量对两种不同铺层参数、不同几何尺寸的T300/BMP-316复合材料层合板的损伤产生与扩展过程以及剩余强度的影响规律.结果表明:复合材料层合板存在可使其剩余强度急剧下降的冲击能门槛值.对于T300/BMP-316复合材料层合板而言,其冲击能量的门槛值介于5.0～5.5J之间;在冲击过...
应变控制下NEPE推进剂非线性疲劳损伤
硝酸脂增塑聚醚推进剂 疲劳损伤模型 应变控制 应力松弛 脱湿
2014/1/14
为研究高能硝酸酯增塑聚醚(NEPE)推进剂的非线性疲劳损伤特性,基于损伤力学和黏弹性理论,建立了一种非线性疲劳损伤模型.该模型考虑了材料疲劳过程中刚度衰减的特征.建立的疲劳损伤模型,通过动态热机械分析仪(DMA)进行5组不同应变水平下的疲劳实验,获得模型参数,并对模型进行验证,利用电荷耦合器件图像传感器(CCD)进行显微观察,分析了应变加载历史对NEPE推进剂微观上的影响.结果表明:提出的损伤演化...
选用六种常用或最新的多轴累积损伤模型，对不同种类阶梯谱下的LY12CZ铝合金试验数据进行损伤计算，统计了各模型总损伤计算值的准确率。统计结果表明，对于LY12CZ铝合金，六种模型在不同谱型下对两级阶梯谱的寿命预测能力有一定差别；没有一种累积损伤模型能同时对所有类型的两级阶梯谱具有最好的计算结果。
飞机机翼损伤的气动模型及故障诊断研究
机翼损伤 气动导数 最小二乘法 中心差分卡尔曼滤波器
2013/8/19
为了确保机翼损伤后飞机的飞行安全，提出了一种在线的故障诊断方法. 首先，根据输入输出特性，采用遗忘因子递推最小二乘法对飞机故障后的气动导数进行辨识，建立了机翼损伤故障的数学模型；然后，结合多模型方法和中心差分卡尔曼滤波器（central difference Kalman filter，CDKF）各自的优点，实现对机翼损伤的故障诊断，并采用强跟踪滤波器在线更新CDKF 的采样点，以增强CDKF 的...
铝合金蚀坑损伤参量评述
蚀坑形貌 剩余疲劳寿命 损伤参量 蚀坑等效
2013/8/8
将蚀坑损伤参量分成4 类:尺寸、形状、统计和试验参数,回顾了蚀坑深度、投影面积、长宽比、矩形比、表面腐蚀率、分形维数、预腐蚀系数等影响剩余寿命的主要损伤参量,总结了蚀坑等效成初始裂纹的方法.
航空结构损伤容限设计中的三维问题
航空结构 损伤容限 三维分析
2013/6/19
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。
基于连续介质损伤力学和粘聚区模型建立了贴补复合材料层合板的渐进损伤分析模型,计算了拉伸载荷下修补结构的极限强度。数值仿真结果和实验结果吻合较好,验证了该模型的有效性。基于建立的模型研究了贴补复合材料层合板的损伤演化过程,并讨论了补片参数对修补结构拉伸性能的影响。研究结果表明：补片参数对贴补复合材料层合板的破坏模式与损伤演化过程有显著影响;不同破坏模式下,补片参数的改变对修补结构极限强度的影响效果不...
韧性材料断裂过程通常可看作是材料内部微孔洞的形核、扩展及相互贯通的积累。经典的Gurson- Tvergaard (GT)模型能够很好地模拟具有变形均匀、各向同性的孔洞的萌生及扩展过程;但无法模拟由孔洞贯通而引起的局部变形过程,因此需要对其修正,引入相应的孔洞贯通准则。该文采用两种贯通准则对经典GT模型进行修正,即Thomason的塑性极限载荷准则和临界等效塑性应变准则。借助用户自定义程序UMAT...
两类有脱层损伤层合圆柱壳的半解析法研究
Hamilton正则方程 8节点等参元 圆柱壳 脱层
2013/4/9
为了研究层合壳脱层,本文首先建立了柱坐标系下Hamilton 正则方程的8 节点等参元列式;然后分别采用了"先分后合" 模型和"弱粘接" 模型对开口壳的脱层损伤进行了模拟;通过利用层间的力学关系建立了整个壳的求解方程;最后分别从粘接完好和脱层两类情况对开口壳进行研究,并计算脱层前缘裂纹扩展的能量释放率. 数值实例的分析结果表明环向脱层受外载荷影响大于轴向脱层外载荷影响,脱层深度对两类脱层模型影响较...