某无人机用小型涡喷发动机寿命试车研究

依据经典疲劳损伤理论,对某无人机用小型涡喷发动机设计载荷谱、使用载荷谱疲劳损伤进行计算对比,并分别采用这两种谱编制试车谱对发动机进行寿命试车。试验与计算结果表明,对于无人机用发动机,采用使用载荷谱进行寿命试车研究更能有效反映实际载荷特点。     

直升机复合材料桨叶的疲劳寿命计算

着重说明直升机复合材料桨叶安全寿命的计算方法。首先分析某型直升机的飞行任务剖面、桨叶载荷谱及材料的疲劳特性,然后利用迈勒线性累积损伤理论计算桨叶的安全疲劳寿命,并分析不同飞行状态及载荷变化对疲劳寿命的影响。计算结果证实直升机复合材料桨叶在正常飞行状态下的无限寿命设计理念。该方法可用于在直升机设计阶段对复合材料构件的疲劳寿命进行评估校核。     

某无人机用涡喷发动机主轴疲劳寿命计算

涡喷发动机主轴所承受载荷十分复杂,扭矩、轴向力、离心载荷和陀螺力矩等载荷共同作用于主轴,在高温区还承受热负荷。在这些交变载荷共同作用下,疲劳断裂失效是其主要失效模式。根据无人机的任务剖面,编制该无人机用涡喷发动机主轴的疲劳载荷谱;并用工程估算方法得到该涡喷发动机主轴的S-N曲线,基于ANSYS建立有限元模型并进行疲劳寿命分析,给出了该涡喷发动机主轴的寿命。     

定向凝固合金涡轮叶片的低周疲劳寿命研究

对某发动机DZ4定向凝固高温合金涡轮叶片进行了有限元应力分析，应力分析中考虑了发动机实际工作过程中的离心载荷和不均匀温度引起的热负荷。利用应力分析结果和该材料的疲劳特性计算了1次飞行起落过程造成的发动机低循环疲劳损伤和900h飞行的总损伤，根据损伤等效原理，确定了试验规定条件下与900h飞行等效的试验谱以及试验寿命折算为飞行小时寿命的计算公式。     

直升机疲劳载荷谱的编制方法研究

对高周疲劳环境下直升机疲劳载荷谱的编制方法进行了研究,采用某直升机尾桨叶飞行实测数据,对飞行实测到的１８３个飞行状态分别进行统计处理,假设检验及回归分析,确定了每个飞行状态的载荷分布类型及状态损伤,最后压缩归并成对尾桨叶造成损伤比较在的１８种飞行状态,编制了建立在统计基础上的尾桨叶实测疲劳载荷谱。文中还对载荷谱的高载截取和低载截除进行了分析讨论。提出了适合工程应用的高、低载截取（除）准则和编谱方法     

直升机飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤影响分析

建立分析飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤影响的数学分析模型,引入"疲劳损伤放大系数"的概念,通过计算只有一个飞行动作时间比例改变和只有一个飞行动作时间比例未改变得到的放大系数,可以定性和定量分析各种飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤的影响程度.依据某型直升机的实测飞行谱和主、尾桨叶的疲劳载荷频数均值谱,运用所建立的模型进行分析.研究表明,对某犁直升机的关键动部件,所有的鸽种飞行动作中只有三种飞行动作造成的损伤在飞行动作时间比例变化0.1时疲劳损伤变化超过0.01,同时飞行动作的敏感性具有很大的部件依赖性,巡航平飞状态是最敏感的飞行动作.最后通过运输直升机改为反潜直升机的谱型变换实例(只有一个飞行动作未改变时),说明用文中得到的疲劳损伤放大系数进行不同谱型疲劳损伤计算的适用性.     

基于飞行数据的高压涡轮叶片蠕变寿命评估

针对民用航空发动机的特点,提出一种基于机载飞行数据的民用航空发动机高压涡轮叶片蠕变寿命评估方法。从机载飞行数据中提取发动机的实际使用载荷谱,通过有限元仿真得到高压涡轮叶片的应力和温度载荷谱,借助寿命评估模型计算一个飞行循环对高压涡轮叶片造成的累计损伤量,进而得到该发动机高压涡轮叶片的蠕变寿命。该方法对民航发动机的寿命预测、避免因高压涡轮叶片提前到寿而影响飞行安全和维修方案的制定具有重要意义。     

422℃下1Cr11Ni2W2MoV焊接接头疲劳蠕变损伤研究

对航空用钢1Cr11Ni2W2MoV氩弧焊对接接头板试件进行422℃下的静载拉伸、裂纹扩展和蠕变试验试验,并对试验结果进行参数拟合。试验结果表明焊接接头的薄弱部位位于接头热影响区。通过对某航空发动机承力机匣的有限元分析,结合结构载荷谱和试验参数,采用线性累计损伤理论,对结构三处主要焊缝进行疲劳损伤、蠕变损伤以及疲劳蠕变交互损伤评定。计算结果表明,结构几何不连续引起的应力集中是引起损伤的主要原因。     

车用发动机连杆载荷谱编制技术研究

应用有限元分析和动力学仿真相结合的方法,以发动机曲柄连杆机构为研究对象,基于柔性多体动力学理论,建立了活塞、连杆、曲轴和飞轮的刚柔耦合动力学模型,得到了连杆应力云图与载荷时间历程。分别计算了车用发动机在典型任务剖面下的连杆应力,对连杆危险节点的应力时间历程进行了雨流计数,通过对载荷谱外推和叠加,得到了发动机连杆目标载荷谱,并根据载荷分级的方法编制了连杆疲劳试验谱,为制定连杆疲劳寿命试验规范提供了参考依据。     

某型涡轮增压器轴流涡轮疲劳寿命预测分析

针对船用涡轮增压器在发动机实际工况下的疲劳失效模式,基于发动机的耐久试验任务剖面,分析了增压器在不同工况下运行时的涡轮转速的变化规律,计算了船用涡轮增压器涡轮疲劳危险部位的应力变化情况,其最大应力出现部位位于叶片根部,最大应力值为647MPa。利用线性Miner累计损伤法则,统计出涡轮增压器涡轮在发动机整个耐久试验任务剖面过程中的总损伤量为0.004,根据总损伤量和耐久试验总时长,推算出涡轮增压器涡轮的寿命为33334h;通过拉森-米勒参数法分析计算在工作状态下,涡轮的蠕变寿命为316227h,为后续涡轮可靠性分析提供理论参考。     

基于损伤树的飞机系统战伤分析

为分析飞机系统战伤的影响,以某型飞机液压系统为例建立了其损伤树,并通过求损伤树最小割集的办法,建立了飞机系统损伤概率的计算模型。借鉴现有的计算公式,提出了飞机系统部件破片损伤概率计算的方案与流程,并进行了仿真计算,可为飞机系统抢修备件准备和损伤概率计算提供依据。     

应变模态在框架结构节点损伤诊断中的应用研究

通过对某7层钢制框架结构节点损伤的数值模拟和模型试验，利用应变模态在结构损伤前后的相对变化进行框架结构节点损伤的诊断。结果表明，一阶应变振型对损伤及其位置敏感，高阶应变振型节点的存在使得依据高阶应变模态进行损伤诊断时容易造成误判。因此，利用一阶应变振型在损伤前后的相对变化可以对框架结构节点的损伤进行诊断。     

脆性材料中的分形损伤

材料损伤演化过程中的微裂纹分布是分形分布，本文由此探讨了脆性材料损伤演化过程中的分形机理，从纯几何和实验测定分析了损伤演化过程中的分形特征。进而讨论了损伤材料强度中的分形。     

硬质合金焊接刀具钻削高锰钢破损原因分析

作为一种典型的难加工材料,高锰钢的加工硬化现象很严重,加工性能很差,特别是钻削时刀具容易破损,加工效率低下.本文基于工厂实地调研,详细分析了导致钻头破损的各方面原因,并针对工厂现实情况提出了改进措施与设想,为减少刀具破损,提高生产效率提供了科学依据.     

扭杆刚度衰减加速试验的损伤力学分析

首先,以损伤力学作为理论基础,建立以扭角与材料常数为参量的转矩与时间的函数关系,即转矩与时间的理论曲线以及转矩门槛值与扭转切应力门槛值的关系式。此函数关系表明：对一定材料,所给定的扭角愈大,则转矩随时间的衰减速度也愈快。为了缩短试验研究的周期,在以上理论分析基础上,提出加速试验方案。在大扭角(远大于贮存扭角)情况下进行扭转试验,得到转矩的门槛值,并确定扭转切应变门槛值。然后,利用大扭角情况下得到的切应变门槛值,根据损伤力学的理论公式间接推断出小扭角(即给定扭角)情况下转矩门槛值,从而预估扭杆弹簧在给定扭角下储存给定时间后的剩余转矩值。最后,为了验证扭杆刚度衰减研究的损伤力学理论,在中扭角(大于贮存扭角)情况下进行扭转试验,也得到转矩的门槛值,并间接推断出小扭角情况下转矩门槛值。两种情况下的结果吻合较好,也证明了上述方法的正确性。     

基于小波包能量的桥梁损伤识别指标

为达到桥梁结构损伤识别的目的,基于小波包分析方法提出了小波包能量变化率平方和(the sum square of wavelet packet energy change rate,简称WPERSS)损伤指标。分别将健康与损伤结构的加速度响应信号进行小波包分解得到小波包能量,通过计算小波包能量变化率平方和损伤指标进行损伤识别。对简支梁模型进行数值模拟,分析单一损伤与两处损伤时不同损伤程度的损伤识别情况,分析不同噪声水平对识别效果的影响。结果表明,该指标可有效识别损伤位置且对噪声具有鲁棒性。对装配式双塔斜拉桥模型进行试验,联合多个测点响应的损伤指标可以判别结构的不同损伤状态,验证了小波包能量变化率平方和指标的有效性。     

金属材料疲劳损伤与力学性能退化机制研究

研究了中碳钢光滑试样在经历了不同程度的疲劳损伤以后,其力学性能退化机制与试样表面短裂纹之间的关系。结果表明,疲劳损伤会引起材料力学性能产生一定程度的退化,这一退化现象与试样表面短裂纹的演化过程密切相关,同时也对力学性能退化机制进行了讨论。     

珠光体球墨铸铁损伤力学性能的研究

利用损伤力学原理，研究了球光体球墨铸铁在疲劳和拉伸载荷作用下的损伤演变规律。结果表明：珠光体球墨铸铁在循环应力作用下，损伤变量呈指数规律变化；当拉伸应力大于损伤阈值后，损伤变量随应力的提高而增加，且球化率愈低，增加愈快；损伤阈值低于屈服强度，随球化率呈直线增加。     

利用频率指纹检测板类结构的块状损伤

以一矩形板为例,说明了利用其块状损伤定位的频率指纹并结合结构的有关频率指纹参数可以进行板的损伤定位。损伤位置确定后,利用板在这一位置的损伤程度与板损伤前后的频率变化率的关系,可以确定损伤的程度。数值仿真研究表明了方法的可行性。     

疲劳损伤钢件延寿机理及效果

在恒应变ε=±0.5%和ε=±0.8%控制下,对淬火和600℃回火的40Cr钢试样进行疲劳循环加载,求得存活率为90%时的寿命Nf,将另一组试样疲劳加载到少于Nf的不同周次,在保护介质下550℃加热2小时(称为修复退火)后,测残余疲劳寿命。当损伤主要是微观结构变化时,退火效果随损伤周次增加而提高。其原因是存在试样中的应变能在修复退火中作为附加的驱动力,促使微观组织向均匀和稳态转变,延缓了碳化物界面裂纹的形成。但当损伤促使微观裂纹形成时,退火不能使其愈合,修复效果降低,所以有一个最佳的修复退火时机。此时进行修复退火,使疲劳总寿命提高2倍。但对高周次疲劳损伤,进行修复退火不能愈合裂纹和延长寿命。对它进行中温热静等压(hotisostaticpressure,HIP)处理,可提高总寿命2.4倍。中温热静等压使试样表面硬度、残余压应力都增加,可减缓微裂纹的萌生和扩展。试样的电阻率变化能够检测微观结构疲劳损伤程度和修复效果。