标题：一种梯度材料宏观等效弹性模量的计算方法

摘要：本发明涉及梯度材料力学分析技术领域，具体涉及一种梯度材料宏观等效弹性模量的计算方法，以解决现有梯度材料的宏观等效弹性模量获取效率低的问题。计算方法包括如下步骤：得到均匀介质层的平均应力与各相材料内部应力的关系式；得到夹杂相的扰动应变差值ε′与等效本征应变间ε*的关系式；得到扰动应力差σ′、基体相的扰动应力以及基体相的扰动应变；确定各均匀介质层平均应力和平均应变的关系式；得到各均匀介质层的等效模量L；得到各均匀介质层的等效体积模量K和等效剪切模量G。本发明能够获取梯度区宏观等效弹性模型及泊松比数值，从而得到梯度区处材料性能分布情况，以便于进行细节应力分析，能够极大地缩短对梯度区进行细节分析的建模工作量。

申请号：CN201510654378.8

申请日：2015/10/10

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种梯度材料宏观等效弹性模量的计算方法，其中，梯度材料形成于两种预定的各向同性材料的过渡区中，所述过渡区材料的力学性能沿一预定方向呈梯度变化，且所述过渡区是具有颗粒夹杂微结构形式的多个均匀介质层的集合体，其特征在于，计算方法包括如下步骤：步骤一、根据场量平均理论得到均匀介质层的平均应力与各相材料内部应力的关系式为：σ ‾ =(1-V)σ 0+Vσ 1—(1), 其中，V表示所述梯度材料中夹杂相的体积分数，各相材料内部应力包括基体相的平均应力σ0以及所述夹杂相的平均应力σ1；所述基体相中平均应力σ0与所述基体相中平均应变ε0关系式为：σ 0=σ ‾ +σ ~=L0(ϵ 0+ϵ ~)—(2), 其中，表示所述基体相的扰动应力，L0表示所述基体相的刚度张量，表示所述基体相的扰动应变；所述夹杂相中平均应力σ1与所述基体相中平均应变ε0关系式为：σ 1=σ ‾ +σ ~+σ ′ =L1(ϵ 0+ϵ ~+ϵ ′ )—(3), 其中，σ′表示所述夹杂相的扰动应力相对于所述基体相的扰动应力的扰动应力差值，ε′表示所述夹杂相的扰动应变相对于所述基体相的扰动应变的扰动应变差值，L1表示所述夹杂相的刚度张量；步骤二、根据Eshelby等效夹杂理论引入等效本征应变ε*，进一步得到所述夹杂相中平均应力σ1与所述基体相中平均应变ε0关系式为：σ 1=L1(ϵ 0+ϵ ~+ϵ ′ )L0(ϵ 0+ϵ ~+ϵ ′ -ϵ *)—(4); 步骤三、得到所述夹杂相的扰动应变差值ε′与等效本征应变间ε*的关系式为：ε′＝Sε*???(5)，其中，S为Eshelby张量；步骤四、得到所述扰动应力差σ′、所述基体相的扰动应力以及所述基体相的扰动应变分别为：σ′＝L0(ε′-ε*)＝L0(S-I)ε*???(6)，σ ~=-Vσ ′ =-VL0(S-I)ϵ *—(7), ϵ ~=-V(S-I)ϵ *—(8), 其中，I表示一个与S同阶的单位矩阵；步骤五、得到所述等效本征应变ε*为：ε*＝{L0+(L1-L0)[VI+(1-V)S]}-1(L0-L1)ε0???(9)；步骤六、确定各均匀介质层平均应力和平均应变的关系式为：ϵ ‾ =(1-V)ϵ 0+Vϵ 1=ϵ 0+Vϵ *={I+V[ L0+(L1-L0)(VI+(1-V)S)] -1(L0-L1)}ϵ 0={I+V[ L0+(L1-L0)(VI+(1-V)S)] -1(L0-L1)}L0-1σ ‾ —(10); 步骤七、根据均匀介质层平均应力和平均应变的关系式，得到各均匀介质层的等效模量L为：L＝{I+V[L0+(L1-L0)(VI+(1-V)S)]-1(L0-L1)}-1L0???(11)；步骤八、各均匀介质层的等效体积模量K和等效剪切模量G分别为：K=K0+(K1-K0)(V+9(1-V)K0Kp)1+9(1-V)(K1-K0)Kp—(12), G=G0+(V+4(1-V)G0Gp)(G1-G0)1+4(1-V)(G1-G0)Gp—(13), 其中，K0表示所述基体相的等效体积模量，G0表示所述基体相等效剪切模量，K1表示所述夹杂相的等效体积模量、G0表示所述夹杂相等效剪切模量，Kp、Gp为中间量，Kp=13(4G0+3K0), Gp=3(2G0+K0)10G0(4G0+3K0).

专利类型：发明申请

标题：一种航空发动机的轴类部件载荷标定方法及系统

摘要：本发明公开了一种航空发动机的轴类部件载荷标定方法及系统。所述航空发动机的轴类部件载荷标定方法包括：步骤1：预设试验目的，并根据预设试验目的设定不同载荷条件下的预设加载载荷；步骤2：分别通过试验方法以及计算分析方法获取应力和应变值，并获得载荷修正系数；步骤3：修正预设加载载荷，从而得到修正加载载荷；步骤4：获取待测轴类部件的应力和应变值，并判断获取的应力和应变值是否在预设误差之内；步骤5：重复步骤2至4，直至判断结果为是。在本发明的航空发动机的轴类部件载荷标定系统中，首先进行每个分载荷的标定，继而再标定各个载荷共同加载的标定，具有可操作性强、自动化程度高，提高了航空发动机主轴类试验复杂载荷的加载精度。

申请号：CN201510593205.X

申请日：2015/9/17

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种航空发动机的轴类部件载荷标定方法，其特征在于，所述航空发动机的轴类部件载荷标定方法包括：步骤1：预设试验目的，并根据预设试验目的设定不同载荷条件下的预设加载载荷；步骤2：分别通过试验方法以及计算分析方法获取待测轴类部件在不同载荷条件的预设加载载荷下的应力和应变值，并通过计算分析方法以及试验方法获得的各个载荷条件下的应力和应变值求得相对应的载荷条件下的载荷修正系数；步骤3：通过各个载荷修正系数来修正不同载荷条件下的预设加载载荷，从而得到不同载荷条件下的修正加载载荷；步骤4：为待测轴类部件同时加载各个不同载荷条件下的修正加载载荷，分别通过试验方法以及计算分析方法获取待测轴类部件在各个修正加载载荷共同作用下的应力和应变值，并判断通过试验方法获取的待测轴类部件的应力应变值与所述计算分析方法获取的待测轴类部件的应力和应变值是否在预设误差δΔ之内，若是，则结束标定；若否，则进行下一步；步骤5：重复所述步骤2至所述步骤4，直至所述步骤4中的判断结果为是。

专利类型：发明申请

标题：一种拉绳位移式挠度计

摘要：一种拉绳位移式挠度计，涉及材料性能测试试验中试验设备的结构设计技术，用于材料性能试验中测量试验件的挠度。靠近拉绳位移传感器的拉绳出口处周向均匀设置有螺栓孔，螺栓孔与导轨上的安装孔、螺钉配合将导轨固定在拉绳位移传感器的拉绳出口。顶针为中空结构，一端封闭并内设有拉绳固定结构，另一端设置有限位凸台，限位凸台与螺帽配合把顶针置于导轨内。本发明提供的拉绳位移式挠度计克服了试验机自带挠度计只能测量竖直方向挠度的缺点，可测量任意方向的挠度；克服了引伸计测量挠度时无法跟踪整个试验过程的缺点，可跟踪测量整个试验过程中待测点的挠度变化。

申请号：CN201510881893.X

申请日：2015/12/4

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种拉绳位移式挠度计，用于试验室材料性能试验中挠度的测量，其特征在于，包括：拉绳位移传感器(3)，包括拉绳，拉绳出口；导轨(4)，为管状结构，一端设置有安装凸台，另一端设置有内螺纹；螺帽(5)，设置有外螺纹，与所述导轨(2)的设置有内螺纹的一端配合；顶针(6)，为中空结构，一端封闭并内设有拉绳固定结构，另一端设置有限位凸台，所述限位凸台与所述螺帽(5)配合把所述顶针(6)置于所述导轨(4)内；弹簧(8)，一端与所述顶针(6)的限位凸台连接，另一端固定于所述拉绳位移传感器(3)的所述拉绳出口处。

专利类型：发明申请

标题：一种小载荷斜加载地面固定装置

摘要：本实用新型提供了一种小载荷斜加载地面固定装置，其特征在于，包括卡箍(1)、长度可调部件(2)和固定双耳(3)，卡箍(1)用于托举作动筒筒体，卡箍(1)与固定双耳(3)安装有长度可调部件(2)，固定双耳(3)的双耳方向与作动筒底座的双耳方向呈90°。

申请号：CN201520762866.6

申请日：2015/9/29

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种小载荷斜加载地面固定装置，其特征在于，包括卡箍(1)、长度可调部件(2)和固定双耳(3)，卡箍(1)用于托举作动筒筒体，卡箍(1)与固定双耳(3)安装有长度可调部件(2)，固定双耳(3)的双耳方向与作动筒底座的双耳方向呈90°。

专利类型：实用新型