主动探测裂纹和控制裂纹扩展的智能材料结构 被引量：21

1

作者 杜彦良 聂景旭 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 1994年第4期499-510,共12页

将具有特殊力学和物理性能的形状记忆合金──ＮｉＴｉ合金复合于主体材料内部，利用ＮｉＴｉ合金的主要特性，可以实现对构件中裂纹的自行探测和控制．本文对这种材料结构的定义、ＮｉＴｉ形状记忆合金的主要特性、含ＮｉＴｉ合金的杂... 将具有特殊力学和物理性能的形状记忆合金──ＮｉＴｉ合金复合于主体材料内部，利用ＮｉＴｉ合金的主要特性，可以实现对构件中裂纹的自行探测和控制．本文对这种材料结构的定义、ＮｉＴｉ形状记忆合金的主要特性、含ＮｉＴｉ合金的杂交复合材料的智能效果、国内外发展动态、自动探测裂纹和控制裂纹扩展的基本原理以及发展的方向和应重点研究的问题等进行了论述．我们通过试验研究证明，该材料结构用于裂纹的探测和裂纹扩展控制，其效果是明显的． 展开更多

关键词 智能材料 形状记忆合金 探测 裂纹 裂纹扩展

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空间碎片超高速碰撞数值模拟的SPH方法 被引量：14

2

作者 闫晓军 张玉珠 聂景旭 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第3期351-354,共4页

利用光滑质点动力学SPH (SmoothedParticleHydrodynamics)方法对Whipple防护结构在空间碎片超高速碰撞下的物理过程进行了数值模拟 .在数值模拟中 ,为了充分发挥SPH方法和有限元方法FEM (FiniteElementMethod)的优点 ,利用有限元单元和... 利用光滑质点动力学SPH (SmoothedParticleHydrodynamics)方法对Whipple防护结构在空间碎片超高速碰撞下的物理过程进行了数值模拟 .在数值模拟中 ,为了充分发挥SPH方法和有限元方法FEM (FiniteElementMethod)的优点 ,利用有限元单元和SPH节点混合建模 ,将有限元单元和SPH节点 (SPHnodes)通过定义接触条件相结合 ,在大变形和飞溅区域采用SPH节点建模 ,而小变形区域则采用有限元单元建模 ,从而大大节省求解时间 ,提高计算效率 .计算结果表明 ,弹丸在穿透前板后 ,形成二次碎片 ,碎片云经膨胀和拉长 ,对后板造成轻微的损伤 ,这和文献的相关试验数据是符合的 .利用SPH方法对空间碎片的超高速碰撞过程进行数值模拟 ,不仅很好地预测了Whipple防护结构的破坏情况 ,而且对整个碰撞过程 ,包括碎片云的形成、膨胀和拉长过程都有形象的描述 。 展开更多

关键词 超高速碰撞 数值模拟 光滑质点动力学

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涡轮叶片复合疲劳特性曲线及其规律的试验 被引量：22

3

作者 闫晓军 孙瑞杰 +2 位作者 邓瑛 刘芝娜 聂景旭 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第8期1824-1829,共6页

为了解高周振动载荷对于涡轮叶片高温疲劳性能的影响,对某型涡轮叶片进行高低周复合疲劳试验.试验结果表明,在低周载荷基础上叠加高频振动载荷,显著缩短了叶片的疲劳寿命;复合疲劳的分散性很大,且不存在疲劳极限,当叶片高周循环次数超过... 为了解高周振动载荷对于涡轮叶片高温疲劳性能的影响,对某型涡轮叶片进行高低周复合疲劳试验.试验结果表明,在低周载荷基础上叠加高频振动载荷,显著缩短了叶片的疲劳寿命;复合疲劳的分散性很大,且不存在疲劳极限,当叶片高周循环次数超过107时,继续试验叶片仍会发生断裂;在双对数坐标下,叶片的振动应力与其高周循环寿命成线性关系,即复合疲劳特性曲线(应力-寿命曲线、概率-应力-寿命曲线)服从双对数线性规律,进一步研究发现该规律对于高温合金材料的复合疲劳特性曲线具有普遍性. 展开更多

关键词 涡轮叶片 高低周复合疲劳 振动应力 疲劳特性曲线 双对数线性

原文传递

圆锥薄壳体瞬态动力响应分析 被引量：16

4

作者 何明辉 刘得成 聂景旭 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2006年第6期157-161,共5页

运用有限元分析软件ANSYS/LS-DYNA对在余弦脉冲载荷作用下某圆锥薄壳体的瞬态动力响应过程进行分析,得出了不同时刻下壳体等效应力场的分布,考察了该壳体结构的动强度性能。同时通过对一些典型节点位移、速度和应力响应曲线的分析,归纳... 运用有限元分析软件ANSYS/LS-DYNA对在余弦脉冲载荷作用下某圆锥薄壳体的瞬态动力响应过程进行分析,得出了不同时刻下壳体等效应力场的分布,考察了该壳体结构的动强度性能。同时通过对一些典型节点位移、速度和应力响应曲线的分析,归纳总结出了在余弦脉冲加载条件下圆锥薄壳体瞬态响应的规律,对该壳体的结构设计和改型提出了合理化建议,并定性地分析了该脉冲加载对壳体内部电子设备的影响。最后,将理论计算和试验结果进行对比分析,验证了计算模型的正确性。 展开更多

关键词 圆锥薄壳体 余弦脉冲载荷 瞬态动力响应

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用于高速转子振动主动控制的智能变刚度支承系统 被引量：12

5

作者 阎晓军 聂景旭 孙长任 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第1期63-66,共4页

在主动变刚度理论的基础上,利用形状记忆合金(Shape Mem ory Alloys)作为驱动元件,设计了用于高速转子振动主动控制的智能变刚度支承系统。试验证明:利用该支承系统实现了主动变刚度控制转子振动理论。

关键词 转子动力学 形状记忆合金 刚度 支承 振动控制

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采用SMA驱动的小型空间磁悬浮飞轮锁紧机构 被引量：15

6

作者 闫晓军 张小勇 +1 位作者 聂景旭 张绍卫 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期127-131,共5页

磁悬浮飞轮锁紧机构在卫星发射时锁紧飞轮,减小其振动和冲击载荷;在发射后解锁,保证飞轮正常工作.目前已有的以火工品或步进电机驱动的锁紧机构具有冲击大、体积较大、不可重复使用等缺点.提出了一种采用形状记忆合金(SMA,Shape Memory ... 磁悬浮飞轮锁紧机构在卫星发射时锁紧飞轮,减小其振动和冲击载荷;在发射后解锁,保证飞轮正常工作.目前已有的以火工品或步进电机驱动的锁紧机构具有冲击大、体积较大、不可重复使用等缺点.提出了一种采用形状记忆合金(SMA,Shape Memory Alloy)驱动的空间磁悬浮飞轮锁紧机构的设计方案,并在Liang本构模型的基础上发展了机构驱动单元的设计方法.之后,完成了锁紧机构的样机研制和调试,并开展了地面的性能测试、振动试验和高温环境试验.研究结果表明:SMA锁紧机构安装体积小,在星载28 V电压下能在6 s内完全锁紧,在1 s内完全解锁,并能够通过振动和环境实验.SMA驱动的磁悬浮飞轮锁紧机构具有锁紧力大、同步性好、可重复使用、低冲击、无污染等优势,有很大的工程应用潜力. 展开更多

关键词 形状记忆合金 磁悬浮飞轮 空间锁紧机构 本构模型 设计方法

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超高速碰撞下Whipple防护结构的数值模拟 被引量：11

7

作者 阎晓军 张玉珠 聂景旭 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第5期81-84,共4页

结合有关试验结果 ,本文利用有限元方法对 Whipple防护结构在空间碎片高速碰撞下的过程进行了三维数值仿真。计算结果表明 :对于 Whipple防护结构 ,选用适当的材料失效准则 ,计算结果和试验基本接近。因此 ,在 PAM- SHOCK软件的基础上 ... 结合有关试验结果 ,本文利用有限元方法对 Whipple防护结构在空间碎片高速碰撞下的过程进行了三维数值仿真。计算结果表明 :对于 Whipple防护结构 ,选用适当的材料失效准则 ,计算结果和试验基本接近。因此 ,在 PAM- SHOCK软件的基础上 ,通过适量的验证试验 。 展开更多

关键词 WHIPPLE防护结构 数值模拟 航天飞行 空间碰撞

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构件裂纹的探测和主动控制的一种新方法 被引量：5

8

作者 杜彦良 聂景旭 赵长占 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第7期A337-A341,共5页

提出将具有特殊力学性能和物理性能的形状记忆合金——NiTi丝埋入构件内部,利用构件内NiTi丝的电阻率大、对应变敏感和加热后可以产生巨大回复力等特点,可以实现对构件中的裂纹进行探测和主动控制裂纹的扩展。通过光弹试验和数值分析证... 提出将具有特殊力学性能和物理性能的形状记忆合金——NiTi丝埋入构件内部,利用构件内NiTi丝的电阻率大、对应变敏感和加热后可以产生巨大回复力等特点,可以实现对构件中的裂纹进行探测和主动控制裂纹的扩展。通过光弹试验和数值分析证明效果显著。 展开更多

关键词 裂纹探测 裂纹扩展 形状记忆合金

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SMA 智能复合构件控制裂纹的数值与试验研究 被引量：5

9

作者 张学仁 聂景旭 杜彦良 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第4期357-360,共4页

将ＴｉＮｉ形状记忆合金（ＳＭＡ）薄带复合于基体材料内部，利用形状记忆合金的特性，可以控制构件裂纹的扩展。本文介绍了智能复合构件控制裂纹的机理，并利用拟温度载荷法，直接应用现有有限元程序对控制裂纹的ＳＭＡ智能复合构件进... 将ＴｉＮｉ形状记忆合金（ＳＭＡ）薄带复合于基体材料内部，利用形状记忆合金的特性，可以控制构件裂纹的扩展。本文介绍了智能复合构件控制裂纹的机理，并利用拟温度载荷法，直接应用现有有限元程序对控制裂纹的ＳＭＡ智能复合构件进行了计算与分析，同时还进行了激光云纹干涉法试验测试。计算和试验结果表明智能复合构件中的记忆合金薄带对构件裂纹有显著的控制效果，同时计算和试验结果的一致性也表明本文的分析方法是可行的。 展开更多

关键词 形状记忆合金 裂纹控制 主动控制 试验

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DD6单晶合金的高温蠕变/疲劳损伤研究 被引量：4

10

作者 何明辉 李海燕 聂景旭 《燃气涡轮试验与研究》 2002年第2期24-27,35,共5页

利用高频感应加热的方法对DD6单晶合金的高温蠕变 /疲劳损伤性能进行了试验研究 ,并利用粘塑性损伤统一本构方程对其各向异性特点和损伤发展规律进行了有限元数值计算。研究发现 ,DD6单晶合金的高温蠕变 /疲劳性能存在明显的方向性 ,同... 利用高频感应加热的方法对DD6单晶合金的高温蠕变 /疲劳损伤性能进行了试验研究 ,并利用粘塑性损伤统一本构方程对其各向异性特点和损伤发展规律进行了有限元数值计算。研究发现 ,DD6单晶合金的高温蠕变 /疲劳性能存在明显的方向性 ,同时在高温条件下蠕变损伤对试件破坏起重要作用 ,蠕变与疲劳的交互作用会大大缩短材料的循环寿命。 展开更多

关键词 DD6单晶合金 高温蠕变 疲劳损伤 粘弹塑性 有限元素法 燃气涡轮发动机 叶片材料

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定向凝固涡轮叶片高温低周疲劳的破坏特点 被引量：10

11

作者 孙瑞杰 闫晓军 聂景旭 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期337-343,共7页

针对几何形状完全相同但材料不同的两种涡轮叶片,采用相同的试验方法进行高温低周疲劳试验,普通铸造K403合金叶片和定向凝固DZ22B合金叶片却在不同的部位破坏,K403合金叶片在试验考核的榫齿部位断裂,而DZ22B合金叶片的榫齿在叶身根部断... 针对几何形状完全相同但材料不同的两种涡轮叶片,采用相同的试验方法进行高温低周疲劳试验,普通铸造K403合金叶片和定向凝固DZ22B合金叶片却在不同的部位破坏,K403合金叶片在试验考核的榫齿部位断裂,而DZ22B合金叶片的榫齿在叶身根部断裂前均未出现裂纹。为了解释上述试验结果,展开了两类叶片试验条件应力场的有限元分析和定向凝固叶片晶粒形貌的数值模拟。研究结果表明:相同几何结构的普通铸造叶片和定向凝固叶片,其应力分布趋势相似,应力峰值均出现在叶片第一榫齿处;定向凝固叶片的失效模式与普通铸造叶片不同,其破坏不仅与应力场分布有关,而且受叶片各部位的晶粒形貌影响,叶片的失效不一定发生在应力最大的部位。 展开更多

关键词 涡轮叶片 定向凝固 低周疲劳 有限元方法 晶粒

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基于复合疲劳试验的涡轮叶片振动应力反推法 被引量：9

12

作者 孙瑞杰 闫晓军 聂景旭 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期289-294,共6页

提出了一种利用复合疲劳试验和外场故障数据反推涡轮叶片实际振动应力的方法.该方法针对与故障叶片同批次的叶片,开展数个振动应力水平下的单件试验和某一特定振动应力水平下的成组试验,利用极大似然法推导出叶片的概率-应力-寿命曲线(P... 提出了一种利用复合疲劳试验和外场故障数据反推涡轮叶片实际振动应力的方法.该方法针对与故障叶片同批次的叶片,开展数个振动应力水平下的单件试验和某一特定振动应力水平下的成组试验,利用极大似然法推导出叶片的概率-应力-寿命曲线(P-S-N);最后基于99.87%存活率下的概率-应力-寿命曲线(P99.87%-S-N),结合叶片的外场故障统计结果,反推出叶片实际工作中振动应力的范围和可能的最大振动应力. 展开更多

关键词 涡轮叶片 改型 高 低周复合疲劳(HCF/LCF) 振动应力 疲劳特性曲线 故障统计

原文传递

旋转状态下叶片振动应力的断口反推法 被引量：6

13

作者 李海燕 张学仁 +2 位作者 阎晓军 聂景旭 陶春虎 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第4期303-307,共5页

提出了一种确定航空发动机叶片振动应力的新方法——断口反推法。该方法依据断裂力学的基本原理 ,从叶片实际断口测得裂纹疲劳扩展速率 da/d N值 ,并利用材料的裂纹扩展速率 da/d N同裂纹应力强度因子幅值 ΔK之间的关系 ,确定出叶片在... 提出了一种确定航空发动机叶片振动应力的新方法——断口反推法。该方法依据断裂力学的基本原理 ,从叶片实际断口测得裂纹疲劳扩展速率 da/d N值 ,并利用材料的裂纹扩展速率 da/d N同裂纹应力强度因子幅值 ΔK之间的关系 ,确定出叶片在振动应力作用下的振动应力强度因子 ;然后采用有限元数值计算方法对叶片进行静力分析、模态分析及裂纹应力强度因子计算 ,最后反推出叶片在旋转状态下振动应力值的大小。该方法根据叶片的实际断口情况计算出叶片在断裂之前的振动应力值 。 展开更多

关键词 叶片 振动应力 应力强度因子 有限元法 旋转状态 航空发动机 断口反推法

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轮盘榫齿高低周复合疲劳寿命试验研究 被引量：7

14

作者 侯贵仓 王荣桥 +1 位作者 阎晓军 聂景旭 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第2期167-170,共4页

某二级涡轮盘榫齿在外场使用中断裂失效严重，连续发生数起二级涡轮盘甩出及叶片脱榫飞出事故．断口分析表明属疲劳和腐蚀交互作用所致，为确保发动机在外场使用的安全，对这种轮盘榫齿在高温状态下，分轻、重腐蚀２种类型进行了高、低... 某二级涡轮盘榫齿在外场使用中断裂失效严重，连续发生数起二级涡轮盘甩出及叶片脱榫飞出事故．断口分析表明属疲劳和腐蚀交互作用所致，为确保发动机在外场使用的安全，对这种轮盘榫齿在高温状态下，分轻、重腐蚀２种类型进行了高、低周复合疲劳寿命对比试验研究．试验较成功地模拟了实际使用中造成榫齿损坏的主要因素，试验断口表现出明显的疲劳破坏特征，实现了盘齿故障再现，其试验成果为该发动机安全飞行提供了科学依据． 展开更多

关键词 疲劳寿命 疲劳试验 机械振动 航空 涡轮盘 榫齿

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形状记忆合金在“智能性材料结构”中的应用研究 被引量：6

15

作者 聂景旭 杜彦良 《材料导报》 EI CAS CSCD 1993年第1期11-15,共5页

介绍了“智能性材料结构”的应用研究情况,包括其定义、实现方案和意义。认为把形状记忆合金NiTi丝埋在复合材料中(或金属材料中)或将其复合在构件上,是工程上应用前景最大的方案之一。作者对该方案的如下内容,即构件外形的改变以自动... 介绍了“智能性材料结构”的应用研究情况,包括其定义、实现方案和意义。认为把形状记忆合金NiTi丝埋在复合材料中(或金属材料中)或将其复合在构件上,是工程上应用前景最大的方案之一。作者对该方案的如下内容,即构件外形的改变以自动适应机器工作状态的变化、构件振动的主动控制、裂纹的探测和主动控制等进行了研究。经试验和计算分析,其效果是显著的。 展开更多

关键词 形状记忆合金 材料 结构

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定向结晶涡轮叶片蠕变/疲劳寿命的试验与分析 被引量：7

16

作者 闫晓军 聂景旭 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第6期925-931,共7页

针对定向涡轮叶片的使用工况,提出了用于涡轮叶片蠕变/疲劳试验的方法,包括摩擦原理的夹具设计和标定及相关试验、计算和分析技术,并以某型定向涡轮叶片为例,介绍了该方法的实现。试验结果表明:试验方法能够模拟涡轮叶片考核截面在实际... 针对定向涡轮叶片的使用工况,提出了用于涡轮叶片蠕变/疲劳试验的方法,包括摩擦原理的夹具设计和标定及相关试验、计算和分析技术,并以某型定向涡轮叶片为例,介绍了该方法的实现。试验结果表明:试验方法能够模拟涡轮叶片考核截面在实际工作状态下的应力场和温度,利用所提出的试验方法和分析技术得到叶片的寿命数据是合理的。此次提出的基于构件的定向结晶涡轮叶片的蠕变/疲劳试验方法,对于涡轮叶片的定寿、故障预防、以及维修都有重要意义。 展开更多

关键词 航空 航天推进系统 涡轮叶片 定向结晶 蠕变/疲劳 试验技术

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粉末合金(FGH95)蠕变/疲劳交互作用下寿命预测的损伤力学有限元分析 被引量：4

17

作者 刘相新 张学仁 +1 位作者 阎晓军 聂景旭 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第1期101-108,共8页

采用基于损伤力学的蠕变—疲劳交互作用下的寿命预测模型,应用损伤等效应力进行三维应力状态下的损伤计算,并考虑了压缩时闭合效应,利用ANSYS的二次开发工具APDL和UPFs开发程序,把基于损伤力学的寿命预测方法与ANSYS的结构分析结合起来... 采用基于损伤力学的蠕变—疲劳交互作用下的寿命预测模型,应用损伤等效应力进行三维应力状态下的损伤计算,并考虑了压缩时闭合效应,利用ANSYS的二次开发工具APDL和UPFs开发程序,把基于损伤力学的寿命预测方法与ANSYS的结构分析结合起来,实现了对构件的损伤计算和寿命预测。针对粉末合金材料易含夹杂等初始缺陷的特点,提出了在寿命计算中通过单元初始损伤模拟初始缺陷对寿命影响的处理方法,探讨了考虑初始缺陷条件下的寿命预测,并利用试验对计算结果进行了对比验证。 展开更多

关键词 航空推进系统 航天推进系统 粉末合金 蠕变 疲劳 寿命预测 损伤力学

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正交各向异性材料粘塑性损伤统一本构关系研究 被引量：5

18

作者 周柏卓 聂景旭 杨士杰 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第4期357-360,共4页

用损伤力学与粘塑性理论相结合的方法，将正交个性异性材料的粘塑性统一本构模型［１］进行了修正和推广，建立了在蠕变与疲劳载荷交互作用下正交各向异性材料的粘塑性损伤统一本构模型。用该模型预测了ＤＤ３ 单晶合金的蠕变和疲劳特... 用损伤力学与粘塑性理论相结合的方法，将正交个性异性材料的粘塑性统一本构模型［１］进行了修正和推广，建立了在蠕变与疲劳载荷交互作用下正交各向异性材料的粘塑性损伤统一本构模型。用该模型预测了ＤＤ３ 单晶合金的蠕变和疲劳特性以及蠕变和疲劳损伤，预测了在循环载荷作用下材料的蠕变与疲劳交互作用损伤及其寿命。 展开更多

关键词 正交各向异性 单晶 蠕变 损伤 粘塑性 本构关系

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粘塑性损伤统一本构模型中材料常数的一种确定方法 被引量：5

19

作者 李海燕 聂景旭 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期388-393,共6页

对粘塑性损伤统一本构模型及其参数确定方法做了简单回顾,提出了一种简单有效的粘塑性参数确定方法,并以定向凝固合金DZ4为例,采用遗传算法进行了优化。同时给出了DZ4蠕变损伤参数和疲劳损伤参数的优化结果。通过循环应力应变计算和蠕... 对粘塑性损伤统一本构模型及其参数确定方法做了简单回顾,提出了一种简单有效的粘塑性参数确定方法,并以定向凝固合金DZ4为例,采用遗传算法进行了优化。同时给出了DZ4蠕变损伤参数和疲劳损伤参数的优化结果。通过循环应力应变计算和蠕变计算,证明所提出的方法是可行的。 展开更多

关键词 粘塑性损伤统一本构模型 蠕变损伤 疲劳损伤 粘塑性参数 高温合金

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平板构件的高低周复合疲劳研究 被引量：6

20

作者 许凤旌 聂景旭 赵长占 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1992年第2期121-124,共4页

本文介绍了一种能模拟工作叶片真实载荷环境的复合疲劳试验机 ,并在此试验机上进行了一系列不同载荷匹配 ,不同频率匹配的复合疲劳试验研究。根据试验结果及理论分析 ,初步揭示了这种复合疲劳的一些主要特征和规律 ,提出相应的寿命分析... 本文介绍了一种能模拟工作叶片真实载荷环境的复合疲劳试验机 ,并在此试验机上进行了一系列不同载荷匹配 ,不同频率匹配的复合疲劳试验研究。根据试验结果及理论分析 ,初步揭示了这种复合疲劳的一些主要特征和规律 ,提出相应的寿命分析方法 ,按照这种方法的计算结果能够较好地符合试验结果。本文提出的方法和结论可以用于航空发动机工作叶片的寿命分析。 展开更多

关键词 平板构件 叶片 疲劳 航空发动机

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