导读:本文包含了损伤容限分析论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:损伤,裂纹,应力,寿命,强度,疲劳,复合材料。
损伤容限分析论文文献综述
薛志远,胡晓安,赵高乐,饶国锋[1]（2019）在《某涡扇发动机篦齿盘均压孔损伤容限分析方法》一文中研究指出大修记录表明,某小涵道比涡扇发动机第9级篦齿盘发生多起均压孔疲劳裂纹萌生。为了估计该篦齿盘均压孔边失效风险,发展了一种基于有限元计算裂纹扩展的损伤容限评估方法。首先,研究了孔边初始缺陷的Monte Carlo模拟方法,得到孔边含制造缺陷的深度分布数据;其次,利用AC 33.70-2推荐的电涡流检测法给出的缺陷检测概率曲线,讨论了缺陷检出模拟方法。在此基础上,针对AC 33.70-2给出的钛合金压气机偏心孔案例,采用Abaqus/Franc3D对偏心孔角裂纹和表面裂纹扩展进行了数值模拟,并结合初始缺陷的Monte Carlo模拟结果和缺陷检出模拟,评估了压气机轮盘偏心孔风险,验证了方法的准确性。最后,针对某涡扇发动机篦齿盘均压孔进行了裂纹扩展模拟、损伤容限及风险评估。(本文来源于《机械设计》期刊2019年08期）
黄杰,姚卫星[2]（2018）在《热防护系统损伤容限分析》一文中研究指出建立了含初始矩形损伤的热防护系统(Thermal protection system,TPS)气动热分析的CFD数值模型,分析结果表明损伤区域侧壁出现了很高的热流密度峰值,并且迎风面侧壁峰值高于背风面,而损伤区域底部热流密度却很低。利用分析获得的热流密度建立了含损伤和无损伤TPS的有限元传热分析模型。分析结果表明:损伤的存在导致防热瓦最高温度急剧上升,超过其材料能承受的极限温度(1 500℃),防热瓦首先失效,而损伤对机体最高温度影响较小。最后进行了TPS损伤容限分析,在防热瓦极限温度约束下,外部热流密度最大值从100kW/m2增加到140kW/m2,矩形损伤宽度最大容许值从22.7mm减小到12.6mm,而弧形损伤宽度最大容许值从34.6mm减小到25.1mm,即随着外部热流密度最大值增加,损伤宽度的最大容许值降低,并且相同外部热流密度水平下弧形损伤宽度的最大容许值大于矩形损伤。(本文来源于《南京航空航天大学学报》期刊2018年04期）
唐子恒[3]（2018）在《全复合材料机翼的疲劳损伤容限分析》一文中研究指出复合材料作为一种新型材料,由于其具有诸多优良的性能,近年来,在工程领域得到了广泛的应用。复合材料各项力学性能的研究已经取得了很大成果,但是在复合材料疲劳领域,学者们更多的是用统计学的内容和经验公式来描述其刚度、强度和寿命的变化,而且他们所研究的内容仅针对单一复合材料,并不适用于任意复合材料。本文将从单向带和织物的基础实验展开,研究其基本的力学性能,并将其结果推广到复合材料层合板,进而应用到全复合材料机翼结构上,最后建立一套关于复合材料机翼损伤容限的实验设计方法。具体研究内容如下:首先,开展了复合材料单向带和织物两类实验件的基础力学实验,获得其准静态条件下的强度、刚度;接着进行了拉-拉疲劳实验,对实验过程中的现象加以记录说明,获取疲劳寿命并绘制出S-N曲线,在疲劳实验基础上,进行了复合材料层合板的刚度退化研究和宏观尺度效应研究,为机翼结构的有限元仿真分析打下基础。其次,考虑机翼服役时两种实际工况,对全复合材料机翼结构进行了有限元线弹性仿真分析,用两种方法得到了相应的疲劳寿命(基于实验数据的任意铺层序列复合材料结构所建立的疲劳寿命经验公式法和基于低层级仿真分析的任意铺层序列复合材料结构所建立的疲劳寿命预示方法)。为保证结果可靠性,进一步分析了疲劳缺口系数对寿命的影响。最后,介绍了损伤容限分析的方法和步骤,并针对飞机结构给出了飞-续-飞疲劳载荷谱的编制方法,用“混合同余法”产生随机数,用来随机排列飞机结构所受应力水平。根据所分析的全复合材料机翼结构,设计出了相应的疲劳实验工装,利用abaqus有限元软件分析了其安全性。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2018-06-01）
苏玲,徐倩[4]（2018）在《含应力集中复合材料结构损伤容限分析方法研究与应用》一文中研究指出为满足复合材料由次承力结构向主承力结构应用扩展的需求,其力学分析方法也需相应的发展。以带孔平板为例对飞行器含应力集中复合材料结构损伤容限分析方法进行了研究,采用3种不同的分析方法对其剩余强度进行计算,并分别将分析结果与试验结果进行比对,得到不同分析方法的计算精度。同时将研究结论应用于航天器一块主承力复合材料壁板开孔的结构强度分析,应用实践表明分析结果正确有效。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2018年02期）
杜永恩,杨凯[5]（2017）在《概率损伤容限及其可靠性的模拟随机抽样分析方法》一文中研究指出以初始裂纹尺寸、裂纹扩展速率参数、应力极值和断裂韧度为随机变量的概率损伤容限可靠性分析模型。根据该模型,给出了可靠性分析模拟随机抽样方法。将重要抽样技术应用于概率损伤容限分析中以提高抽样效率。针对可靠性模型的特征,提出了一种改进的抽样方法,该方法可以在保持与传统抽样方法相当精度的前提下,成级数的减少抽样次数,提高计算效率。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第叁十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——结构、强度和可靠性技术》期刊2017-08-23）
曾晶晶,张亚新,卜继玲,郭小军[6]（2016）在《基于损伤容限法的连杆剩余寿命分析》一文中研究指出本文使用FRANC3D软件建立含初始裂纹的有限元模型,计算裂纹前沿的应力强度因子,对初始裂纹进行自动扩展分析得到裂纹的扩展轨迹。计算了含不同表面裂纹下连杆的剩余寿命,计算结果能对连杆无损检测的数据进行缺陷评定、合理评价以及寿命预测。(本文来源于《金属加工(冷加工)》期刊2016年S1期）
张发富,李翠超,陈浩,张强,银未宏[7]（2016）在《民机APU安装部件的损伤容限分析》一文中研究指出APU是飞机的辅助动力源。根据安全性分析和截止目前的服役经验,APU安装系统失效不会引起飞机灾难性事故,而以往也只通过疲劳分析和试验来保证其服役寿命。对于APU安装结构来说,损伤容限是全新的要求,但是适航局方对安全性要求不断提高。为了获得APU安装系统更高的安全信心,对损伤容限分析方法在APU安装强度计算中的应用进行研究,建立了安装系统重要部件的有限元模型,并进行了裂纹扩展分析和剩余强度分析,获得了其裂纹扩展寿命,并制定了检查方式和检查周期。(本文来源于《现代制造技术与装备》期刊2016年07期）
白杰,闫周易,王大伟[8]（2016）在《涡轮盘偏心孔部位制造缺陷损伤容限分析》一文中研究指出航空发动机涡轮盘属于限寿件,为了保证结构完整性,适航审定时需要对涡轮盘进行损伤容限评估。针对涡轮盘损伤容限适航要求对FAA发布的咨询通告AC33.70-2进行技术解析,研究航空发动机涡轮盘孔部位的损伤容限评估流程。结合该流程,对某型发动机高压1级涡轮盘的简化模型的偏心孔部位进行损伤容限评估,验证了该方法的可用性,为涡轮盘适航审定技术的研究提供支持。(本文来源于《装备制造技术》期刊2016年05期）
黄如旭,谢晓忠,陈鹏,黄进浩,万正权[9]（2016）在《对接接头表面裂纹扩展行为及损伤容限分析》一文中研究指出本文基于有限元分析和一对Paris公式,研究了拉伸载荷作用下对接接头表面裂纹不同初始裂纹尺寸的扩展行为。结果表明:纵向表面裂纹在裂纹初始扩展阶段迅速向极扁长型发展,最终形状为扁长型;纵向表面裂纹长度方向的扩展要快于裂纹深度方向上的扩展;裂纹初始尺寸只会影响裂纹扩展的初始阶段,深裂纹扩展阶段裂纹扩展特性不受影响;裂纹初始尺寸不会影响裂纹扩展后的裂纹最终尺寸和形状。基于断裂力学进行了损伤容限分析,对不同初始裂纹尺寸下结构的剩余寿命进行了有限元计算,可以确定结构在检修时的损伤容限尺寸。(本文来源于《第九届武汉地区船舶与海洋工程研究生学术论坛论文集》期刊2016-04-23）
毛可毅,牟浩蕾,巩天琛,杨亚宁[10]（2016）在《欧美损伤容限与疲劳评定适航符合性方法差异分析》一文中研究指出基于对咨询通告(AC)25.571-1D和可接受的符合性方法(AMC)25.571的对比分析,讨论了美国联邦航空管理局和欧洲航空安全局在结构损伤容限与疲劳评定上适航要求和适航符合性验证方法上的区别,包括条款要求、结构分类、试验要求和检查间隔等问题。(本文来源于《航空标准化与质量》期刊2016年02期）
损伤容限分析论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
建立了含初始矩形损伤的热防护系统(Thermal protection system,TPS)气动热分析的CFD数值模型,分析结果表明损伤区域侧壁出现了很高的热流密度峰值,并且迎风面侧壁峰值高于背风面,而损伤区域底部热流密度却很低。利用分析获得的热流密度建立了含损伤和无损伤TPS的有限元传热分析模型。分析结果表明:损伤的存在导致防热瓦最高温度急剧上升,超过其材料能承受的极限温度(1 500℃),防热瓦首先失效,而损伤对机体最高温度影响较小。最后进行了TPS损伤容限分析,在防热瓦极限温度约束下,外部热流密度最大值从100kW/m2增加到140kW/m2,矩形损伤宽度最大容许值从22.7mm减小到12.6mm,而弧形损伤宽度最大容许值从34.6mm减小到25.1mm,即随着外部热流密度最大值增加,损伤宽度的最大容许值降低,并且相同外部热流密度水平下弧形损伤宽度的最大容许值大于矩形损伤。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
损伤容限分析论文参考文献
[1].薛志远,胡晓安,赵高乐,饶国锋.某涡扇发动机篦齿盘均压孔损伤容限分析方法[J].机械设计.2019
[2].黄杰,姚卫星.热防护系统损伤容限分析[J].南京航空航天大学学报.2018
[3].唐子恒.全复合材料机翼的疲劳损伤容限分析[D].哈尔滨工业大学.2018
[4].苏玲,徐倩.含应力集中复合材料结构损伤容限分析方法研究与应用[J].导弹与航天运载技术.2018
[5].杜永恩,杨凯.概率损伤容限及其可靠性的模拟随机抽样分析方法[C].中国航天第叁专业信息网第叁十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——结构、强度和可靠性技术.2017
[6].曾晶晶,张亚新,卜继玲,郭小军.基于损伤容限法的连杆剩余寿命分析[J].金属加工(冷加工).2016
[7].张发富,李翠超,陈浩,张强,银未宏.民机APU安装部件的损伤容限分析[J].现代制造技术与装备.2016
[8].白杰,闫周易,王大伟.涡轮盘偏心孔部位制造缺陷损伤容限分析[J].装备制造技术.2016
[9].黄如旭,谢晓忠,陈鹏,黄进浩,万正权.对接接头表面裂纹扩展行为及损伤容限分析[C].第九届武汉地区船舶与海洋工程研究生学术论坛论文集.2016
[10].毛可毅,牟浩蕾,巩天琛,杨亚宁.欧美损伤容限与疲劳评定适航符合性方法差异分析[J].航空标准化与质量.2016
论文知识图
