含裂纹结构剩余强度的一种估算方法

剩余强度分析对结构断裂安全性评价十分重要。现有的剩余强度分析方法中 ,Feddersen工程分析法具有代表性 ,它对简单含裂纹结构比较有效。但这类方法一般需要预先得到弹性断裂应力的连续曲线 ,才有可能进行短裂纹阶段的弹塑性修正和长裂纹时的净截面屈服修正 ,使用不方便 ,有时甚至不适用。本文认为含裂纹结构的破坏是静力学模式破坏和断裂力学模式破坏共同作用的结果 ,从而建议一种结构剩余强度的实用估算方法。通过表观断裂韧度准则确定的弹性断裂强度和净截面全面屈服后的静力学破坏强度的结合 ,估算剩余强度许用值。该方法可以方便地估算任意时刻的剩余强度。分别进行含中心裂纹的有限宽板和含裂纹耳片结构的剩余强度试验 ,并与估算结果进行比较 ,表明本文方法预测精度良好 ,有望推广到其他结构形式。文中强调 。

基于MSC/PATRAN的飞机结构强度静力试验数据实时跟踪与处理系统开发

在Windows环境下,以MSC/PATRAN为平台,利用平台提供的二次开发语言PCL(Patran Command Language),并结合C++语言,通过客户化、增设特定的命令和窗体等技术开发了飞机结构强度静力试验数据实时跟踪与处理系统TestDTAS(Test Data Tracking,Analyzing and Processing System)。在结构试验进行中,TestDTAS可以实时地监测结构试验件中应力和位移的变化情况,并与理论分析结果进行对比,而在试验结束后,TestDTAS可以进行试验数据回放和分析,从而将试验与理论分析有机的结合在一起,对结构静力试验和结构设计有很高的实用价值。

老龄飞机MSD结构剩余强度评定技术

讨论了多部位损伤(MSD)对结构安全性的影响和MSD结构安全性评定所赋予的新内容。通过等距等长共线孔孔边裂纹平板和等距等长共线裂纹平板的剩余强度计算,研究分析了MSD结构剩余强度评定中裂纹之间的相互作用、材料塑性、裂纹连通准则和破坏准则等关键技术。

腐蚀环境下2024-T3铝合金疲劳裂纹扩展和剩余强度实验研究

对2024-T3铝合金在5种典型实验室环境和3种组合环境下的疲劳裂纹扩展和剩余强度进行了实验研究。通过实验获得的裂纹扩展数据,对Paris公式进行条件拟合,得到各种环境下的裂纹扩展常数,并作了对比分析。结果表明,腐蚀环境的参与使2024-T3铝合金的疲劳裂纹扩展速率明显加快,不同腐蚀环境对疲劳裂纹扩展速率的影响程度不同,其影响的严重程度由重到轻依次为:油箱结构区、厨房与厕所、油箱积存水、盐水、潮湿空气、高空环境、干燥空气。实验数据还进一步表明,腐蚀介质对临界裂纹长度的影响很小,说明环境对剩余强度能力无直接影响。

基于互相关函数幅值向量的结构损伤定位方法研究

在利用互相关函数幅值向量(Correlation Function Amp litude Vector,CorV)进行结构损伤检测的方法基础上,进一步提出了利用互相关函数幅值向量来确定受损结构的损伤位置的方法。通过在随机激励下不同测点的时域响应求得结构互相关函数幅值向量后,对损伤前后结构的互相关函数幅值向量进行二阶差分处理,根据差分处理后的互相关函数幅值向量分布图可以直观地判别出结构损伤的位置。用一个四边固支板和一个四层楼房基准模型的损伤定位为算例,验证了所提出方法的有效性和准确性。算例表明,用所提出的方法只需要测量结构受随机激励的时域响应,就可同时确定多处结构损伤的位置,且具有较好的抗测量噪声能力。因此,所提出的方法可应用于环境随机激励下的结构健康监测技术。

用裂纹张开位移计算三点弯曲试样的动态应力强度因子

给出了一种由裂纹的动态张开位移计算三点弯曲试样的动态应力强度因子的简单方法。对于两种不同几何尺寸的试样,在三类不同载荷作用下给出了数植算例,并与完全的动态有限元方法的计算结果进行了比较。结果表明:两种方法的计算结果相当一致。最后,还给出了由测定三点弯曲试样的裂纹张开位移确定试样的动态应力强度因子,最终确定材料动态起裂韧性的方法。

含裂纹结构的极限载荷分析

将塑性极限分析应用于含裂纹结构极限承载能力的确定中 ,结合含裂纹结构达到的塑性极限条件和裂纹失稳扩展条件 ,判断结构是否达到极限状态 ,进而求出含裂纹结构的极限载荷 ,本文给出了这一计算过程的有限元普遍格式 ,并编制了相应的有限元程序 ,计算和分析了若干典型含裂纹平板的极限载荷 。

飞机结构EDR/ADR评定专家系统设计与实现

运用专家系统的设计思想和面向对象的程序设计方法 ,分析了飞机结构 EDR/ADR评定和初期检查大纲制定的相关方法和知识表述形式 ,描述了 EDR/ADR评定专家系统设计原理以及EDR/ADR评定专家知识库的设计和实现。研制了飞机结构 EDR/ADR评定及初期检查大纲制定专家系统 。

变体飞行器结构振动特性研究

作为变体飞行器方案之一的折叠翼能使机翼面积发生200%的改变,在飞行中机翼面积发生如此大的变化,会使飞行器的动力学特性复杂化。所以对机翼动力学特性有个清晰的了解是很必要的。在本文中,首先用MSC/PATRAN建立了折叠翼的有限元模型,然后用NASTRAN求解出折叠翼在各折叠角下的主要振动模态。在此基础上对各折叠角下铰链刚度对动力学特性的影响进行了研究。我们发现这种结构上的革新使得机翼动力学特性与固定翼飞机有很大不同。尤其是铰链的存在造成了刚度分布的变化,这使得机翼扭转的动力特性发生了很大变化。

型材筋条裂纹的应力强度因子的工程计算

计算含裂纹筋条的应力强度因子。通过一定假设及工程简化 ,考虑型材上其余部分的弯曲刚度对含裂纹板条的作用 ,形成了改进的准三维模型 ,并编制出相应的有限元分析程序。在假设基础上建立了裂尖正好位于拐点处的有限元模型。通过角材筋条的实例计算 ,获得了裂纹延伸并经过拐点的应力强度因子的连续曲线。本文所提出的方法适用于更复杂的型材筋条的分析。

对称与非对称斜削耳片危险部位及应力强度因子的有限元分析

采用多种有限元素进行有机组合建立有限元计算模型，模拟飞机结构中典型耳片接头的构型特征及载荷特征，进行考虑销钉与耳片之间配合间隙影响的非线性接触分析。分别通过无裂纹及含裂纹结构的计算研究，得到对称与非对称斜削耳片在不同方位载荷作用下的危险部位及相应含裂结构的裂纹尖端应力强度因子，给出覆盖面广的计算曲线，并分析研究其抗断裂特性。通过与现有文献比较表明，其数值结果精确，方法可靠。

一种求解结构塑性极限载荷下限的无搜索迭代算法

根据经典极限分析理论的下限定理 ,提出了一种求解极限载荷下限因子的数学规划有限元迭代算法。采用罚函数法引入塑性屈服条件 ,证明了该算法的收敛性。编制了相应的有限元程序 ,并进行了算例考核 ,结果表明该算法得到的下限解是合理的和有效的。

树数据结构存取的一种改进算法

提出了将树结构和数据写入文件及将原树结构和数据进行恢复的一种改进算法,并给出了详细的算法流程和相关图表。

高g值加速度传感器校准系统的研究

描述了利用Hopkinson压杆技术产生压缩应力波,对于5×10~5g～2×10~5g加速度传感器进行校准的技术及研制的校准系统,给出了加速度传感器灵敏度系数的校准公式及数据处理方法。与美国Endevco 2270M8标准传递传感器及国产988A-60型传感器对比试验结果表明,在10~5g以下时,系统的不确定度为6%,系统的校准能力可以达到2×10~5g。

非均匀外压下含磨损缺陷套管的挤毁极限载荷分析

采用非线性有限元方法 ,按平面应变问题处理 ,分析了含磨损套管受井下非均匀外压作用时的挤毁极限载荷及挤毁失效方式 ,同时计算了含磨损套管受均匀外压作用时的挤毁极限载荷 ,与试验结果比较吻合。研究结果表明 ,套管在均匀外压下发生挤毁时 ,极限载荷最大 ,挤毁模式是套管磨损部位的管壁向管外凸出 ,屈服区主要分布在套管塌陷部位外壁及磨损部位的内壁。非均匀外压下发生挤毁时 ,挤毁模式是套管磨损部位的管壁向管内方向塌陷 ,屈服区域主要分布在套管挤毁后凸出部位内外壁及塌陷部位的内外壁。且外压分布越不均匀 ,挤毁极限载荷越低 ;套管偏心度越大 ,抗挤能力越差。

扫描镜运动对三轴稳定卫星姿态影响研究

推导了带扫描镜运动的星体姿态动力学方程 ,以此方程对扫描过程进行了仿真计算 ,分析了扫描镜做扫描运动时星体姿态运动的一般规律及星体与扫描镜之间惯量比对星体姿态的影响。结果表明 ,扫描镜的步进运动将引起星体滚动姿态的单调变化 ,而周期性的扫描运动将引起星体偏航和俯仰姿态的周期性运动。改变扫描镜绕步进轴的转动惯量主要影响星体滚动姿态 ,而改变扫描镜绕扫描轴的转动惯量 ,主要对星体俯仰。

特殊扣套管接头的应力及密封特性分析

以特殊扣螺纹接头为分析对象 ,采用非线性有限元素法 ,分析了套管接头在上扣扭矩、轴向拉伸和内部压力作用下的受力特性。获得了这种特殊扣套管接头密封段、台肩面、螺纹啮合扣面以及管体的应力分布。结果表明 ,采用过盈配合来模拟上扣扭矩的方法具有较好精度。套管接头的薄弱区域在啮合螺纹承载面根部 ,该区域具有显著的应力集中。密封面接触压力随套管内部压力的增大而增大 ,轴向拉力对其影响很小 。

EMD技术在动态称重数据处理中的应用

介绍了一种新的振动信号处理技术—EMD(经验模分解 )。根据EMD的特点 ,将用此方法处理动态称重系统输出信号得到的余量看作重量的稳定值。本文建立单自由度和二自由度称重系统的模型来验证EMD在动态称重信号处理上应用的可行性。计算结果表明 ,使用EMD处理单谐波、多谐波及含噪声的信号时都能得到较理想的结果 ,因此EMD是种可行的动态称重信号处理技术。

复合材料层压板疲劳寿命预测方法

测定了碳纤维/树脂基T300/QY8911复合材料的3组典型单轴循环应力下的S-N曲线.基于试验数据,建立了多轴循环应力作用下单向板的寿命模型,并通过整合平面应力分析、失效分析和材料性质退化模块模拟多向层压板的疲劳失效过程.这种方法试图基于单向板在确定应力比下的疲劳试验结果,预测同种材料体系的任意铺层形式的多向层压板在复杂循环应力作用下的疲劳寿命.对于以分层破坏为主控因素的层压板,基于层间应力的计算结果,用计算面内累计损伤的方法计算分层损伤,层压板的寿命等于分层扩展寿命和分层后子层板剩余寿命之和.考虑分层扩展后,层压板的寿命预测结果得到明显改善.

电流变液在飞机操纵面颤振半主动控制中的应用研究

利用电流变液这种智能材料的物理效应及力学性能 ,根据可控阻尼介质的特殊应用要求 ,研制出一种零电场低粘度且可控粘度变化范围较大的电流变液。并设计制作了一种多层滑动极板式阻尼铰 ,将其用于机翼操纵面的颤振半主动控制 ,使所研究模型的颤振临界速度提高了 36.3%。研究结果表明 ,电流变阻尼器可用于机翼操纵面颤振控制研究中。