飞行器在服役中面临着严酷的高温环境,飞行器构件高温力学性能的研究对于其结构设计与可靠性保障十分重要.数字图像相关方法作为一种常用的非接触式光学测量方法,具有测量精度高、环境要求低、全场测量等优势,但在高温环境下的测量仍存在诸多技术难题.本文针对高温导致的退相关现象、热流扰动消除、高温散斑制备技术、力热解耦困难及特殊场景下光路遮挡受限等问题技术难题介绍了对应的改进方法,总结了国内外研究人员的优化思路与解决方案,最后针对飞行器力热参数测量需求,对高温数字图像相关方法的技术发展趋势进行展望.
C/C复合材料同时结合了纤维增强复合材料高性能、可设计性和碳素材料优异的高温性能和化学稳定性等优点,广泛地应用于固体火箭发动机喷管、高速飞行器头部与翼前缘等热端部件.怎样正确评价C/C复合材料的超高温力学性能,成为了其能否合理使用的关键因素之一.本文将基于C/C复合材料良好导电特性的试样直接通电加热技术与复合材料双切口压缩剪切试验技术(DNS)相结合,提出了一种可用于温度达 3000℃的材料超高温剪切性能试验方法.利用该方法完成了 3D C/C复合材料室温～2800℃温度范围的剪切性能试验研究,红外热像仪测试结果显示在试样标距区内温度场分布较均匀,全场应变测试系统测试结果显示在试样标距区内应变分布较均匀,室温下双边切口压缩试验方法与Iosipescu试验方法测试剪切强度具有好的一致性,该方法适用于C/C复合材料超高温剪切性能试验研究.3D C/C复合材料具有显著的剪切非线性,剪切强度在一定温度范围内随温度的升高而增加,在 2400℃左右达到最大值,而后随温度增高而降低;材料的主要破坏模式为薄弱面的宏观裂纹扩展、纤维束剪切破坏与拔出.
对C/SiC复合材料高温氧化过程的准确预示,是提升C/SiC复合材料热结构设计水平的关键技术之一.本文结合 C/SiC 复合材料氧化机理、多孔介质流动理论和 Fick 扩散定律,得到了不同温度作用下 C/SiC复合材料的氧化动力学方程并建立了氧化失重的数学表达式.开发了氧化扩展 UEL子程序,对典型 C/SiC复合材料试件氧化过程中氧、碳元素的分布和氧化扩展过程进行了分析,分析结果显示不同温度下的氧化失重与试验数据可以很好吻合.
受制备工艺约束,复合材料热结构内部的基体会存在不可忽视的细观孔隙缺陷.本文基于航天材料及工艺研究所制备的热结构CT图像开发了一种能够识别基体细观缺陷的机器学习模型,通过将注意力机制模块与深度学习框架进行结合,利用注意力机制模块能够关注特定预期分割目标区域的特点,实现对热结构 CT图像进行图像分割,试验证实本方法能够识别局部细观孔隙等缺陷,提升图像分割的精度.为了定量分析缺陷的几何形貌,本文提出采用分形维数对其进行表征,最后重点研究热结构制造缺陷的形貌定量分布规律.
C/SiC复合材料的损伤失效行为与内部微细观组分的原位力学性能的密切相关.本文通过多尺度建模结合渐进损伤分析,研究了微观界面层断裂韧性对C/SiC宏观拉伸强度的影响.微观渐进损伤分析表明不同界面层韧性可以产生两种损伤扩展模式,显著改变纤维束横向拉伸和轴向剪切强度值;基于三维Hashin准则的细观损伤分析进一步表明会对C/SiC的宏观拉伸强度产生 8.2%的影响.本文的结果可以为C/SiC复合材料失效分析及优化设计提供支撑.
针对航空发动机复合材料薄壁机匣的热气流压力载荷试验问题,研制了一种可满足 370℃,1.34MPa的机匣热内压试验技术,并通过试验验证了技术的有效性.受试腔体由机匣试验件和所设计的试验装置合围成一套可以施加温度和压力载荷的被试腔体结构,能够有效解耦腔内压力对装置产生的轴向力,避免轴向力传递至机匣试验件.试验装置中的关键密封结构承载活塞密封采用FFKM全氟醚O型密封圈,可耐高温 330℃.对承载活塞盘进行了一维简化热传导解析分析和三维热传导仿真分析,三维仿真结果相比一维简化解析解能够更准确的反应承载活塞盘的内部温度场.经试验验证,所研制的试验装置有效利用了结构传热的梯度降温性能和与环境的对流散热作用,突破了密封材料的适用温度局限,可以满足机匣件热内压试验密封要求.
C/SiC 复合材料广泛应用于航空航天领域,在热-力-氧耦合环境下不可避免会面临损伤失效问题.本研究结合独创的高温力学加载装置、三维X射线显微成像技术和SEM表征,详细探究了C/SiC复合材料的内部微结构演化特征和断口形貌,分析了微孔洞/裂纹的分布与演变,揭示了 C/SiC 复合材料在 1650℃有氧环境下的力学性能和损伤失效机制.研究结果表明,在热-力-氧环境的共同作用下,纤维迅速发生氧化反应,导致孔隙率快速增加;微裂纹在纤维与基体界面迅速诱发并扩展,从而引发纤维束的断裂、拔出,以及裂纹偏转等相互交织的损伤断裂机制.
本文提出了一种用以评价光纤法布里-珀罗干涉仪结构高温应变传感器测量准确性的试验方法.在提出的试验方法中,光纤高温应变传感器及其所安装的复合材料结构处于高温环境,产生基准应变的千分尺滑台处于常温环境.该方法实现了常温下基准应变量与高温下光纤测量应变的空间分隔和线性传递.对光纤高温应变传感器在常温至最高 1100℃下的应变灵敏度系数和应变测量准确性进行了分析.试验结果表明,基准应变为6315με时的平均相对误差为 1.773%,为复合材料结构高温应变测量准确性以及进一步工程应用提供了依据.
针对固体火箭发动机喷管扩张段以及其在服役过程中受到的复杂载荷工况,开展了轴向力和内压双向加载下针刺C/C-ZrC-SiC复合材料厚壁圆筒试验件的强度破坏测试试验,获得了试验件的破坏强度和失效应变;结合修正的最大应力损伤失效准则与多尺度建模方法,建立了针刺复合材料厚壁圆筒试验件的有限元(FE)模型;模拟了复杂载荷作用下试样内部的应力、应变以及损伤演化状态,模拟结果与试验结果一致性较好.分析结果对于改进固体火箭发动机针刺C/C-ZrC-SiC复合材料喷管扩张段结构设计有一定的参考价值.
以C/SiC为代表的纤维增强陶瓷基复合材料具有多尺度特征,传统的复合材料力学理论和以均匀化假设为基础的常规有限元分析方法难以全面准确地评估其力学行为.因而,近年来以跨微观-细观-宏观为特征的多尺度数值模拟方法被广泛应用于评估复合材料的力学特性,加快了新一代复合材料的研发和推广应用.本文首先从分析策略角度,对目前学术界的多尺度数值计算方法的发展情况进行了分类概述,总结了不同宏/细观多尺度方法的特点.在此基础上提出了新的采用过渡区域的宏/细观一体化多尺度建模计算方法,给出了开孔板和典型连接的算例结果,并探讨了其面临的技术难点及合理应用场景.以热结构最常用的典型盒型件为对象分析了其力学特点,给出了采用这种建模计算的必要性和分析策略.
本文主要进行复合材料层合板强度试验研究,借助有限元分析,进行紧固件连接件破坏过程数值模拟.依据试验标准,开展了复合材料层合板沉头单钉单剪连接件在静力载荷下的力学行为的试验研究,得到其在不同铺层形式下的挤压响应如载荷-变形关系、极限挤压强度和挤压模量.并利用试验结果,建立复合材料层合板单钉连接件三维累积损伤模型,研究了连接件强度计算方法,表明以添加了拉伸分层和压缩分层破坏模式的LaRC05 准则和刚度退化准则为基础,运用累积损伤方法进行复合材料层合板单钉连接的强度分析的方法有较高的预测精度和适应性,能反映真实的试验现象和趋势.结合试验与模拟结果,讨论了接头损伤破坏过程,分析了损伤机理及接头变形,比较不同铺层对连接件强度的影响.
随机振动试验是评估工程结构在高斯振动载荷力学环境下的安全性和可靠性的一种模拟试验,而随机振动控制功率谱密度生成时域高斯随机振动驱动信号是随机振动试验关键技术之一,常用的生成高斯驱动信号方法主要是伪随机法、正弦窗叠加法等.本文提出了基于B样条加权三重叠加的随机振动信号生成方法,并与常用正弦窗叠加法进行了对比,结果表明:基于B样条加权三重叠加的随机振动信号生成方法提高振动模拟试验的真实性和控制幅值动态范围精度,而这两种方法生成时域随机信号的偏斜度、峭度值相当,都满足高斯分布性能要求,验证了该新方法的正确性和有效性.
针对液体运载火箭五通结构承载能力开展仿真分析和试验研究,获得了五通不同部位的Mises应力分布图,并基于五通工艺成形过程中球体壁厚减薄规律,提出了薄弱环节的优化改进措施.在此基础上,开展了五通在不同内压载荷下的液压强度试验,并监测球体表面的应力水平.结果表明:五通产品承载最大的部位是球体大凸孔根部圆角附近,与产品成形过程中壁厚减薄最大位置不重合;在不改变球体外形尺寸的情况下,适当提升结构壁厚,产品重量增加小于1kg,应力水平下降了4%,产品合格率提升了30%;采取改进措施后的五通,内压爆破试验压力达到3.6MPa以上,相对于设计压力有3倍以上安全裕度.
螺栓连接具有承载能力强、可靠性高等优点,成为复合材料结构常用的连接形式之一.对碳纤维复合材料螺栓连接结构的疲劳问题研究进展进行综述.阐述了复合材料机械连接结构的几种基本类型,总结了螺栓连接在疲劳载荷下的失效过程和破坏形式,从复合材料性能、紧固件性能、侧向约束、几何效应、疲劳载荷和环境因素等方面重点论述了碳纤维复合材料螺栓连接结构的疲劳性能影响因素的研究进展,最后对未来复合材料螺栓连接结构的疲劳性能研究方向进行了总结和展望,以期对未来连接结构的研究和应用提供建议与参考.
减振和隔冲击设计对航天飞行器可靠性和安全性设计具有重要意义.先利用爆炸冲击的加载试验,获得了典型蒙皮桁条结构有效的冲击加速度数据.建立并修正了减振结构的动力学仿真模型,利用验证的仿真模型对五种不同的结构减振方案进行分析,得到一种有效的减振优化设计方法.
基于移动最小二乘法,提出了一种应变测量数据场重构的方法.该方法将受轴压铝制圆筒的应变测量数据与相应的理论结果进行比较,筛选出了有效的应变测量数据.通过计算有效测点之间距离和采用冒泡排序法确定这些距离顺序的方式,高效简便地计算了各个有效测点的支撑域半径.根据获得的有效应变测量数据和计算得到的移动最小二乘形函数,重构出了重构区域三维表面各个节点的应变值,并且绘制出了相应的应变云图.数值计算结果验证了本文方法的合理性、精确性和高效性.
航天结构经历复杂严酷的载荷环境,且诸多大传载关键结构存在小尺寸倒角.为有效处理航天结构小尺寸倒角强度评估问题,提高结构应力应变求解精度和计算效率.本文基于比例边界有限元方法对典型小尺寸倒角的航天结构边界进行离散,构建强度计算模型,针对典型结构不同倒角尺寸开展强度分析,得到不同尺寸倒角对局部应力的影响规律,给出局部区域的应力分布,并与光测试验和常规有限元分析结果进行对比.结果表明,与常规有限元方法相比,比例边界有限元方法可以有效减少计算自由度,提高计算效率和计算精度,由于其半解析的特点,可以方便的得到内部域的应力场,为小尺寸倒角航天结构强度评估、寿命预测及优化设计提供有效的分析手段.
金属橡胶在航空、航天以及现代工业等领域获得了广泛应用,其疲劳寿命对产品结构的可靠性有重要影响.本文对环形金属橡胶试件进行了4种振幅条件下的应变循环加载疲劳试验,研究了环形金属橡胶平均刚度和阻尼损耗系数力学性能的变化过程.结果表明:等幅循环应变下,金属橡胶疲劳过程可分成磨合和损伤两个阶段,磨合阶段平均刚度和阻尼损耗系数的分散性强于损伤阶段;平均刚度在磨合阶段增加10%～20%,在损伤阶段降低至初始刚度的70%;阻尼损耗系数在磨合阶段和损伤阶段持续降低至初始的60%～70%;振幅小于环形金属橡胶高度7.8%时,磨合阶段在疲劳周次中的占比显著下降.
在宏观尺度非线性断裂力学研究中,J积分是一个至关重要的参数,表征了裂尖奇异应力场的强度.然而,当材料尺寸减小至纳观尺度时,已有研究表明连续介质断裂力学框架下的J积分准则将不再适用.在此前提下诞生了原子J积分的概念.通过考虑纳观尺度下的裂纹面非零应力,本文建立了含裂纹面线积分项的等效区域积分形式原子J积分公式.通过引入分子静力学模拟,本文在J积分计算中使用了原子结构的真实应力场和位移场,并采用新的积分方案以解决离散非均匀应变系统位移梯度的定义问题.一系列算例证明了原子J积分方法在连续介质断裂力学已发生失效的极小尺度下仍具有有效性.
针对航天领域内广泛应用的大尺寸、高柔性结构存在的振动自由衰减速度慢的问题,为了防止振动对飞行器结构的功能造成影响或者破坏,设计了基于宏纤维复合材料(Macro Fiber Composite,MFC)压电分流阻尼电路的结构减振方法.在对压电片电学特性分析的基础上,对电路结构进行了设计和分析,并用阻抗分析法对电路参数进行了优化,其中采用浮地模拟电感实现了电路中所需的大电感.针对典型悬臂梁结构,采用仿真手段分析了压电分流阻尼电路的减振效果,并搭建试验系统进行试验验证,压电分流电路能够显著降低结构的振动幅值.
