导读:本文包含了硬物损伤论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:层合复合材料,冰雹冲击,硬物冲击,冲击损伤
硬物损伤论文文献综述
周逃林[1]（2019）在《层合复合材料冰雹和硬物冲击损伤研究》一文中研究指出复合材料因其高比刚度、高比强度等优异的力学性能,被广泛应用于航空航天领域。随着飞机上大量使用层合复合材料结构,层合复合材料在冲击载荷引起的损伤状况也备受关注。层合复合材料对冲击载荷比较敏感,受到冲击后容易发生诸如分层、基体开裂和纤维断裂等损伤。这些损伤会严重影响层合复合材料的力学性能,导致结构的承载能力明显下降,危及飞行安全。本文针对层合复合材料开展了冲击损伤的试验和数值模拟研究。本文主要内容如下:1、针对层合复合材料冰雹冲击问题,建立了考虑应变率效应和静水应力影响的冰雹弹塑性动态本构模型,并采用基于应变的Chang-Chang失效准则和内聚力界面单元来模拟层合复合材料的面内和分层损伤。基于上述模型,本文模拟了冰雹冲击下层合复合材料的损伤过程。通过与文献上现有的试验结果相对比,证明了提出的模型与试验数据吻合度较高,误差在10%以内。2、开展了层合复合材料不同形状硬物冲头的低速冲击试验,采用深度千分尺测量冲击凹坑深度,超声C扫检测冲击损伤面积和形状,得到了不同冲击能量、不同冲头几何参数下的冲击损伤规律。3、对上述层合复合材料低速冲击试验进行了数值模拟。研究了冲击能量、冲头形状等因素对复合材料动力响应以及损伤模式、损伤程度的影响规律,并得到了冲击下的载荷时程、位移时程和载荷位移等曲线。分层损伤数值模拟接近试验数据,误差在17%以内。上述的数值模拟模型均在商用有限元软件ABAQUS平台上实现,并开发了相应的参数化建模模块。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-03-01）
吴娜[2]（2019）在《缺口型硬物损伤对叶片强度及气动性能的影响研究》一文中研究指出外物损伤(Foreign Object Damage,FOD)是航空发动机使用过程中经常出现的问题,吸入航空发动机通道内的硬物最有可能打伤风扇/压气机叶片。缺口是叶片FOD的主要形式,叶片出现损伤后会影响其强度及气动性能。本文针对TC4材料风扇叶片,探究缺口型FOD对叶片强度及气动性能的影响规律,并在此基础上提出叶片维修极限确定原则的建议。论文对国外多种型号航空发动机风扇叶片维修手册进行了分析,结果表明:在实际维修中,以维修深度、维修长度、维修底部半径及维修区域边缘与叶身连接处的圆弧半径等作为维修形状的要求参数,通常以维修深度作为维修极限,将叶片大致划分为前后缘叶根、叶中、叶尖及叶端等区域,分区规定叶片的维修极限。论文基于局部应变法计算了叶片断裂转速,结果表明:在维修深度不变的情况下,缺口型FOD的维修形状对叶片的断裂转速几乎没有影响;但是维修区域在叶根时,叶片断裂转速随维修深度增大有下降趋势,且危险点位置随之向维修区域根部偏移。基于临界距离法对FOD前后的叶片疲劳强度进行了计算,对比分析表明:维修区域出现在叶片前缘叶根、叶中及叶端时,叶片疲劳强度随维修深度增大而下降,且维修形状越尖锐,疲劳强度下降程度越大。采用商用软件,对损伤前、后的叶片进行了气动计算,结果表明:FOD缺口出现在叶片前缘叶尖时,对进出口总压比的影响较大。在前述研究工作基础上,结合国外发动机风扇叶片维修手册的分析结果,论文最后针对FOD后叶片的维修极限确定原则给出了以下建议:(1)分区确定维修极限;(2)FOD前、后叶片的断裂转速、疲劳强度和气动性能等参数的变化量应作为确定维修极限的限定条件。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-01-01）
胡绪腾,贾旭,朱自佳,嵇大伟,宋迎东[3]（2018）在《凹坑型硬物损伤对TC4材料疲劳强度的影响》一文中研究指出针对风扇/压气机叶片中叶盆/叶背遭受的硬物损伤(FOD)凹坑型损伤,进行了不同冲击角度下模拟FOD试验、损伤特征与应力集中分析,开展了冲击后不处理和冲击后去残余应力退火试样的高循环疲劳试验研究和疲劳强度的预测。结果表明:损伤深度和应力集中系数均随着冲击角度的增加而变大,损伤深度范围为0.1~0.5mm,应力集中系数范围为1.3~1.7。不同冲击角度条件下,凹坑型损伤试样疲劳强度相对光滑试样下降程度在50%~70%范围内,与应力集中系数并不是呈单调下降关系,最危险冲击角为60°。去残余应力退火后凹坑型损伤试样的高循环疲劳(HCF)性能有所提高,表明残余应力的影响程度不容忽略。去残余应力试样的HCF性能并不是随应力集中系数的增大而下降,验证了微结构损伤的影响,说明损伤深度作为制定可用极限或维修极限的唯一参量具有一定的局限性。对凹坑型损伤试样的疲劳强度的预测误差在±20%以内。(本文来源于《航空动力学报》期刊2018年04期）
吴伟东[4]（2016）在《硬物对发动机风扇叶片损伤规律的仿真研究》一文中研究指出在发动机风扇叶片外物损伤研究中,为获得硬物初次撞击到风扇叶片的数据及撞击后叶片损伤凹坑的深度和宽度。本文借助计算流体动力学模拟技术模拟不同初始条件下硬物在发动机流场中从地面起动至初次撞击到风扇叶片的运动轨迹,并获得撞击到风扇叶片上的位置、速度以及方向,进而建立硬物撞击风扇叶片的碰撞模型,模拟不同初始条件下硬物对发动机风扇叶片损伤产生凹坑的深度与宽度,具体研究方法如下:(1)通过分析硬物的物理性质,根据牛顿第二定律对硬物在流场中运动时进行受力分析,建立硬物运动的微分方程,通过积分求解获得硬物在流场中?t后位置坐标的迭代公式,根据迭代公式以及流场内任意点的气动参数计算确定硬物吸入发动机的运动轨迹;对硬物撞击风扇叶片速度进行估算,得出硬物撞击风扇叶片的速度估算值。(2)建立了发动机整级风扇叶片、轮毂、整流罩以及发动机气体流场的叁维几何模型,对流场进行仿真并获得了气体流场仿真模型,再采用颗粒离散相模型对硬物在流场中的运动轨迹进行仿真。通过改变硬物在流场中的初始条件来获得硬物吸入发动机的不同运动轨迹图以及撞击到风扇叶片上的位置、速度和方向。(3)建立了硬物撞击风扇叶片的计算模型,确定材料参数并进行了大量的碰撞动态仿真。分析硬物撞击发动机风扇叶片进气边损伤产生凹坑的尺寸与硬物撞击叶片速度、直径、密度以及撞击风扇叶片位置的关系。仿真结果表明:尽管硬物在流场中的初始位置相差较多,但吸至进气道口时几乎已为相同位置,撞击到风扇叶片的位置都比较集中,大多集中在YOZ截面中心线下方靠近叶尖位置。硬物对发动机风扇叶片进气边损伤产生凹坑的尺寸与硬物直径、密度、撞击叶片相对速度的增加呈一定的线性关系,可以认为随着凹坑深度的增大,凹坑宽度也随之变大,不过凹坑的宽深比有略微增大的趋势。仿真结果为航空发动机风扇叶片的损伤试验提供理论依据。(本文来源于《中国民航大学》期刊2016-05-06）
马超,武耀罡,师利中,徐建新[5]（2016）在《航空发动机风扇叶片硬物冲击损伤的统计分析》一文中研究指出对国内近20年民用航空发动机风扇叶片外物损伤的数据进行了统计,依据发动机维修手册对风扇叶片硬物冲击损伤的类型进行了分类,并对各种硬物损伤类型进行了统计分析和总结。(本文来源于《航空维修与工程》期刊2016年03期）
季玉辉[6]（2009）在《基于Johnson-Cook模型的硬物损伤数值模拟研究》一文中研究指出航空发动机在其工作过程中会发生风扇/压气机叶片的硬物损伤事件,给发动机和飞机的飞行安全带来危害。本文主要针对风扇/压气机叶片的抗硬物损伤设计,开展了基于Johnson-Cook材料模型的硬物损伤数值模拟方法研究。对Johnson-Cook材料模型(包括本构模型和失效模型)进行了应用研究。应用径向返回算法,推导了单轴Johnson-Cook本构模型的应力积分公式,发展了本构模型和失效模型材料参数的估计方法,编写了材料参数优化估计程序。根据TC4合金的材料试验数据,估计获得了TC4合金的Johnson-Cook模型材料参数,其中本构模型包括五种不同的应变率项。通过本构模型计算曲线与试验曲线的对比,结果表明:五种不同应变率项的Johnson-Cook本构模型能够较好地描述TC4合金的应变率和温度相关变形行为,其中Cowper-Symonds应变率修正模型外推至FOD所能达到的应变率范围时(106/s)预测结果偏大。基于TC4合金的Johnson-Cook模型,对硬物损伤数值模拟方法进行了研究。首先,研究了不同因素对硬物损伤模拟结果的影响,结果表明:粗网格和细网格都不适合于FOD材料失效的预测,应设置合适的接触刚度系数,除Cowper-Symonds应变率修正模型外,其他几种模型的硬物损伤模拟结果基本相同。对多组硬物损伤试验进行了数值模拟,结果表明:Johnson-Cook模型在一定程度上可以较好地预测风扇/压气机叶片的硬物损伤。最后对某型发动机第I级压气机转子叶片进行了硬物损伤数值模拟,结果表明:不同冲击位置、冲击角度、硬物尺寸、冲击速度对叶片硬物损伤有不同重要影响。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2009-03-01）
顾震隆,孙锦德[7]（1985）在《SMC板材受硬物撞击时的动力响应、损伤和剩余强度预报》一文中研究指出板材模压复合材料(SMC)在工业中的应用,特别是在汽车制造业方面有很大的潜力。有些汽车零部件,如车门、车盖和车体都容易受到硬物撞击而损伤。所以进行动力响应分析、损伤的标征和预测,以及剩余强度的预报是十分必要的。(本文来源于《力学与实践》期刊1985年04期）
硬物损伤论文开题报告
（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：
外物损伤(Foreign Object Damage,FOD)是航空发动机使用过程中经常出现的问题,吸入航空发动机通道内的硬物最有可能打伤风扇/压气机叶片。缺口是叶片FOD的主要形式,叶片出现损伤后会影响其强度及气动性能。本文针对TC4材料风扇叶片,探究缺口型FOD对叶片强度及气动性能的影响规律,并在此基础上提出叶片维修极限确定原则的建议。论文对国外多种型号航空发动机风扇叶片维修手册进行了分析,结果表明:在实际维修中,以维修深度、维修长度、维修底部半径及维修区域边缘与叶身连接处的圆弧半径等作为维修形状的要求参数,通常以维修深度作为维修极限,将叶片大致划分为前后缘叶根、叶中、叶尖及叶端等区域,分区规定叶片的维修极限。论文基于局部应变法计算了叶片断裂转速,结果表明:在维修深度不变的情况下,缺口型FOD的维修形状对叶片的断裂转速几乎没有影响;但是维修区域在叶根时,叶片断裂转速随维修深度增大有下降趋势,且危险点位置随之向维修区域根部偏移。基于临界距离法对FOD前后的叶片疲劳强度进行了计算,对比分析表明:维修区域出现在叶片前缘叶根、叶中及叶端时,叶片疲劳强度随维修深度增大而下降,且维修形状越尖锐,疲劳强度下降程度越大。采用商用软件,对损伤前、后的叶片进行了气动计算,结果表明:FOD缺口出现在叶片前缘叶尖时,对进出口总压比的影响较大。在前述研究工作基础上,结合国外发动机风扇叶片维修手册的分析结果,论文最后针对FOD后叶片的维修极限确定原则给出了以下建议:(1)分区确定维修极限;(2)FOD前、后叶片的断裂转速、疲劳强度和气动性能等参数的变化量应作为确定维修极限的限定条件。
（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。
硬物损伤论文参考文献
[1].周逃林.层合复合材料冰雹和硬物冲击损伤研究[D].南京航空航天大学.2019
[2].吴娜.缺口型硬物损伤对叶片强度及气动性能的影响研究[D].南京航空航天大学.2019
[3].胡绪腾,贾旭,朱自佳,嵇大伟,宋迎东.凹坑型硬物损伤对TC4材料疲劳强度的影响[J].航空动力学报.2018
[4].吴伟东.硬物对发动机风扇叶片损伤规律的仿真研究[D].中国民航大学.2016
[5].马超,武耀罡,师利中,徐建新.航空发动机风扇叶片硬物冲击损伤的统计分析[J].航空维修与工程.2016
[6].季玉辉.基于Johnson-Cook模型的硬物损伤数值模拟研究[D].南京航空航天大学.2009
[7].顾震隆,孙锦德.SMC板材受硬物撞击时的动力响应、损伤和剩余强度预报[J].力学与实践.1985