摘要：增材制造(AM)技术发展迅速,广泛应用于航空航天领域合金构件的加工制造,而很多增材制造合金构件承受循环载荷,疲劳失效破坏十分普遍。通过建立考虑增材制造过程影响的疲劳损伤模型,计算了增材制造金属材料的疲劳寿命。给出了弹塑性本构模型和考虑增材制造过程参数的疲劳损伤模型,进而给出了疲劳寿命计算的有限元数值方法;对增材制造金属材料进行了疲劳寿命预测,预测值与试验值基本吻合,并从疲劳数据的分散性及增材制造金属材料内部的孔隙率2个方面分析了计算误差;讨论了体积能量密度比对增材制造金属材料疲劳性能的影响,并对结果进行了分析,为增材制造金属材料的疲劳损伤评定提供一种有效的方法。

摘要：针对3种不同搭接板厚度的铝合金和碳纤维增强树脂(Carbon fiber reinforced polymers,CFRP)复合材料三钉螺栓连接结构,分别进行了常温(25℃)和高温(150℃)环境下的准静态拉伸力学性能测试。同时建立有限元三维模型,结合Hashin失效准则和渐进损伤准则进行数值模拟分析,获得了结构的高温承载特性与损伤演化规律。研究结果表明,对于D_(1)、D_(2)、D_(3)这3种不同铝合金厚度的连接结构,在150℃时的极限载荷试验值相对25℃分别降低6.63%、13.07%、8.48%,且常温环境下3种结构破坏模式分别为铝合金拉伸断裂、复合材料挤压失效、复合材料拉伸断裂,而在150℃高温环境下,3种结构损伤模式都为复合材料孔边的挤压剪切失效。

摘要：为深度挖掘老龄飞机的寿命潜力,提出并应用了基于增量考核的飞机延寿方法。以寿命增量考核为主线,围绕定基点、再更新、获增量展开。通过将体现飞机使用严重程度的当量飞行小时作为延寿基点,科学处理了老龄飞机已消耗寿命。开展4种不同状态到寿飞机的深度拆毁与损伤评估,全面掌握机体疲劳关键薄弱部位,确立机体结构修理基点。建立以疲劳薄弱部位耐久性修理为核心、关键部位新型增材修复、隐蔽区域高精度损伤检测为支撑的规范性飞机延寿大修技术体系。以较小的重量代价,大幅改善了机体结构原有疲劳品质,实现对累积损伤"清零"与结构状态"统一",消除所有影响飞行安全的隐患与故障,实现了对机体结构的"再更新"。进而通过全尺寸疲劳试验系统验证更新飞机的寿命增量,形成了完整的飞机结构修理与延寿相结合的技术体系。

摘要：轻质长寿命一直是飞机结构强度设计所追求的目标,也是一代又一代结构强度工作者所面临的永恒主题。随着国内外航空工业的发展、疲劳设计理论以及现役飞机延寿工程的开展,飞机寿命设计与延寿技术取得了快速发展。本文从20世纪60年代飞机设计中引入疲劳设计开始,以疲劳设计准则的发展为主线,对分散系数的确定、载荷谱编制技术、飞机寿命设计与延寿技术、日历寿命评定、单机寿命监控等技术的形成与发展进行综合论述。有成功的经验,也有失败的教训,从实践中发展出疲劳设计的理论体系、分析方法与规范标准,带来了飞机设计寿命指标的不断提升,保障服役飞机的飞行使用安全。提出耐久性/损伤容限设计思想是目前及未来飞机长寿命设计及延寿的主要设计思想,全尺寸耐久性/损伤容限试验是飞机定寿、延寿最主要的技术途径,结构细节设计、耐久性预防性修理以及单机寿命监控也是确保长寿命设计指标实现和现役飞机延寿成功不可或缺的技术手段。

摘要：针对可变形鼓包型面设计方案需求,以铰支边界的椭圆底扁薄球壳模型为对象,通过数值仿真研究了结构双稳态构型的转换机理以及需要满足的参数条件;对稳态构型转换中的跳变类型以及影响因素进行了分析;给出了不同驱动方式下,加载位置和形状参数对稳态构型转换需要的临界驱动力以及结构内应变的影响.结果表明:结构在铰支约束下存在双稳态需满足一定的拱高厚度比;稳态构型在转换过程中存在局部跳变和整体跳变组合方式,可以通过选择加载位置和结构参数进行控制;结构发生跳变时的临界载荷和结构内应变与加载方式和结构参数有关.