振型归一化对梁结构柔度曲率损伤指标的影响

结构柔度矩阵需由质量矩阵归一化振型获得,而质量矩阵归一化振型难以直接测得,限制了柔度曲率类损伤指标的应用。为分析振型归一化方法对梁结构柔度曲率类损伤指标的影响,根据梁结构的刚度、弯矩和位移曲率的关系,建立了均布荷载作用下结构损伤前后位移曲率与损伤程度的理论表达式,实现定量分析均匀荷载面曲率结构损伤程度。提出P-范数振型归一化方法,通过均匀荷载面曲率指标推导了振型质量矩阵归一化系数差x_α与损伤程度的关系。以三跨连续梁算例对理论进行了验证,结果表明,损伤程度定量指标效果良好,不同P-范数振型归一化方法下,损伤程度的偏差可由2x_α估算;2-范数振型归一化方法的损伤识别结果与质量矩阵振型归一化结果最接近,故当无法获得质量矩阵归一化振型时,可采用2-范数归一化振型代替。     

载人空投着陆冲击下不同乘员姿态的损伤影响

针对某军用车辆在1 m高度进行无缓冲平台空投实验,并建立座椅与乘员的模拟模型。利用实验获取的座椅安装点冲击信号作为模拟模型的输入数据,并通过实验结果与模拟结果的对比验证了该模型的可靠性。借鉴航空工程相关研究,提出了一种将各关键损伤指标加以归一化的权重评价指标—加权损伤准则(weighted injury criteria,WIC)。研究了乘员仰卧角度和大小腿夹角两个姿态参数对乘员损伤的影响,并以WIC为优化目标,利用遗传算法完成参数优化工作。研究发现:对乘员小腿运动进行约束能降低乘员整体损伤响应,乘员对抗着陆冲击的最佳姿态为仰卧角47°～56°、大小腿夹角62°～68°。     

活性Whipple结构超高速撞击防护性能实验研究

以二级轻气炮作为加载手段,针对以PTFE/Al活性材料为防护屏的Whipple防护结构,开展不同弹丸尺寸、不同碰撞速度的超高速撞击实验。利用激光阴影照相设备,获得并分析了碎片云特性;通过回收的防护结构靶板,研究了活性材料防护结构超高速撞击条件下的后板损伤特性;通过与经典Christiansen撞击极限方程对比,获得活性材料Whipple结构防护性能,并拟合得到新型防护结构的撞击极限曲线。结果表明,相较于同面密度铝合金材料,活性材料超高速撞击条件下的冲击起爆反应使得碎片云中具有侵彻能力的碎片大幅减少,从而显著提升航天器的防护能力,撞击速度为2.31 km/s时最大可提升45%。     

斜波压缩下HMX晶体的弹塑性行为

开展了（010）、（011）晶向HMX晶体的斜波压缩实验,获得了约15 GPa压力下的速度响应剖面。实验结果表明,HMX单晶存在明显弹塑性转变行为,且速度波形有下降趋势,这是材料的黏性效应导致,材料的弹性极限随着样品厚度增加而变化,不同晶向的材料动力学特性存在差异。结合Hobenemser-Prager黏弹塑性本构关系和三阶Birch-Murnaghan物态方程开展了HMX晶体斜波压缩物理过程的数值模拟,计算结果可以很好地描述HMX晶体的弹塑性转变这一物理过程。     

界面对金属基复合材料轴向弹塑性拉伸性能的影响及局部应力场的分析

本文建立在广义自洽有限元迭代平均化方法的基础上，计算了存在弹性界面相的ＳｉＣ晶须增强铝基复合材料的轴向弹塑性拉伸性能。研究了界面厚度以及界面在不同纤维长径比和体分比情况下对复合材料轴向拉伸性能的影响。本文同时分析了界面材料性质的分布形式对复合材料的拉伸性能及局部应力场的影响     

一种基于材料韧性耗散分析的疲劳损伤定量新方法

依据疲劳过程中结构钢力学性能的变化规律,从反映疲劳损伤机理、对损伤过程表现敏感且便于实验测试等方面对上述材料弹性、塑性、强度和韧性等参量进行综合考察后指出,韧性是一个适合作为疲劳损伤表征的力学参量,并进一步建立了韧性随疲劳损伤演化的耗散模型。从交变载荷下材料韧性耗散规律出发,结合疲劳损伤的能耗过程分析,系统研究并提出了以韧性为基本参量的疲劳损伤变量、损伤临界值、损伤演化方程和累积损伤模型,据此建立了一种新的疲劳损伤定量方法,并在实验中得到了验证。通过与其它方法比较表明：根据韧性耗散定义损伤变量优于基于延性、强度和弹性模量变化的损伤度量方法,由此得到的累积损伤模型较Ｍｉｎｅｒ线性法则与Ｍａｎｓｏｎ双线性累积损伤法则更符合实验结果。因此,上述疲劳损伤定量方法可为现阶段工程结构的抗疲劳设计与寿命估算提供新的研究手段     

二硫化钼粘结固体润滑涂层的径向和切向微动损伤的比较研究

通过径向和切向微动试验考察了二硫化钼粘结固体润滑涂层的微动摩擦学特性 ,并利用扫描电子显微镜、能量色散谱和X射线光电子能谱等分析了两类微动损伤区的微观特征 .结果表明 :二硫化钼粘结固体润滑涂层具有良好的抗径向微动损伤性能 ;切向微动条件下无混合区存在 ,涂层损伤强烈依赖于位移幅值 ,并伴随MoS2 的氧化 ;径向微动损伤呈现切向微动部分滑移区的特征     

车轴修复用热喷涂层厚度对微动损伤行为的影响

选取经过2次修补的旧车轴,按照实物轴直径的25%比例加工成试验轴后组装成轮对,在模拟轮轴试验台上运行至出现疲劳裂纹后再将其切除,将表面进行滚压处理后喷涂厚0.5mm和1.0mm的Cr-Ni合金涂层进行尺寸修复.对修复轴进行1.2×107次循环的模拟损伤试验,用扫描电子显微镜分析模拟损伤试验后涂层磨损表面及疲劳断口形貌,用X射线光电子能谱仪分析磨损表面氧化物组成.结果表明:在选定的试验条件下,0.5mm厚的修复涂层具有较高的耐微动疲劳和磨损能力,能延长车轴使用寿命;而微动应力使1.0mm厚的涂层磨损表面产生较厚的加工硬化层和较严重的氧化破损、并生成较多的层内横向裂纹,对车轴的疲劳性能反而不利.     

各向异性本构关系在板料成形数值模拟中的应用

对几种能表达面内各向异性的屈服准则Hill、Barlat-Lian、Barlat进行了比较。以弹性变形服从各向同性广义虎克定律的情况下，给出了基于张量算法推导的弹塑性本构关系的一般表达式，并由此导出了相应屈服准则的弹塑性本构关系的显式表达。借助ABAQUS软件本构模块用户子程序接口，分别实现了这些屈服准则在ABAQUS的嵌入。以模拟方形盒的拉延过程为例，分析了不同的屈服准则在板料成形过程数值模拟中的应用。模拟结果表明，基于弹塑性本构关系一般表达所列出的相应屈服准则的显式表达式是正确的；在采用壳元来模拟板料成形时，采用Barlat准则的模拟结果和采用Barlat-Lian准则的结果差别不大。     

航天结构热力力学的任务和应用

本文给出航天结构热力力学的应用背景和工作任务．首先讨论它的先决条件:载荷谱和材料特征．其次介绍一些典型的热力力学结构:再入热防护系统,轨道空间结构,以及碳纤维增强复合材料板件．然后,介绍热力力学的工作内容:热分析,经典结构分析,热损伤力学,以及热力力学耦合和结构试验．最后为简单展望．