基于正交试验的民用飞机抗爆结构参数敏感性分析

最小风险炸弹位置(LRBL)结构是放置飞机上可疑爆炸物的装置,探究结构尺寸和炸药位置对其抗爆性能的影响程度可为其改进设计提供参考。基于正交试验设计与数值模拟相结合的方法,以LRBL结构各危险部位的最大应变和变形为评价指标,分别运用极差分析法和方差分析法对LRBL结构的罐体壁厚、底盖厚度、连接凸台厚度、剪切销直径和炸药位置5个影响因素开展参数敏感性分析。结果表明:在200 g炸药当量的工况下,各因素对LRBL结构的抗爆性能的影响显著程度从大到小为炸药位置、罐体壁厚、底盖厚度、凸台厚度和剪切销直径;结合评价指标综合分析得到各个因素最优水平下的LRBL结构设计方案。

湿热环境下端径比对复合材料螺栓连接结构静力拉伸失效的影响

为研究湿热环境下复合材料螺栓连接结构的静力拉伸性能,通过对七种不同端径比的T300碳纤维复合材料单钉单剪螺栓连接结构进行静力拉伸试验,得到不同端径比的连接结构在25℃干态(RTD)和70℃平衡吸湿(ETW)环境下极限失效载荷和破坏强度的变化规律,揭示了接头的破坏模式;建立复合材料单钉单剪螺栓连接有限元模型,对比不同端径比的连接结构试验的极限失效载荷,得到最优端径比为3;研究了湿热环境下最优端径比的连接结构不同铺层的损伤形式。结果表明,端径比从1增大到3时,RTD和ETW环境下连接结构的极限失效载荷分别增加了1.1倍和1倍,破坏强度均增加了1倍,当端径比从3增大到4时,RTD和ETW环境下极限失效载荷分别降低了6.56%和9.08%,破坏强度分别降低了6.83%和9.35%;在最优端径比下,与RTD环境下相比,ETW环境下连接结构的极限失效载荷和破坏强度分别下降了9.25%和9.52%,并且层合板孔周的压缩损伤更严重,存在更明显的纤维束拔起及纤维碎裂。

高度修正实现刚度等效的梁结构有限元建模方法

民用飞机中对于梁结构的有限元建模,一般采用刚度等效方法将梁建成杆单元与剪切板单元的组合形式,这种有限元简化方法仅能保证截面刚度与真实截面刚度近似等效,但有限元中的截面面积与实际面积却相差较大,致使有限元分析的结果不能准确反映结构严重部位的应力情况。针对传统刚度等效有限元建模方法的不足,提出一种采用高度修正的刚度等效有限元建模方法;将该方法的计算结果与传统建模方法的计算结果、理论计算结果、试验测量结果进行对比。结果表明:本文提出的高度修正的有限元建模方法比传统杆板系建模方法更准确,与试验结果更接近;将该方法用于民用飞机结构有限元建模,能够对真实结构进行更准确地模拟,分析结果也更精确。

含呼吸式裂纹的整体叶盘的固有特性

基于ANSYS软件创建了含呼吸式裂纹整体叶盘的有限元模型,在裂纹处通过创建接触对来模拟裂纹的呼吸效应;然后,对整体叶盘和含呼吸裂纹的整体叶盘进行了模态分析,得到了其固有频率及振型,并通过对完好的整体叶盘进行模态试验验证了有限元模型的有效性;最后,对比分析不同长度、不同位置的裂纹对整体叶盘静频、动频、频率转向及振型转换的影响,为避免共振和监测整体叶盘裂纹故障提供参考依据。

动力吸振器在直升机减振上的应用及效果验证

基于无阻尼动力吸振器设计原理和直升机实际指标需求设计了一种可变刚度和可调质量的动力吸振器,并利用有限元模型对吸振器进行了动特性分析和减振效率分析,最终通过飞行试验验证动力吸振器的实际装机效果。测试数据结果表明动力吸振器有较好的减振效果,为后续其它型号的动力吸振器研制积累了工程经验,提供了参考。

基于遗传算法的炮击振动环境谱编制方法

为了提高炮击振动环境谱编制精度,提出了基于遗传算法(genetic algorithm,简称GA)的炮击振动环境谱特征点确定方法。首先,介绍了现有标准的预估炮击振动谱的编制方法;其次,以炮舱结构模拟件为对象,开展了炮击振动试验并获取了实测谱,基于飞机飞行振动环境测量数据的归纳方法对实测谱进行了归纳处理;然后,以特征点构成的环境谱与实测数据归纳谱的能量最接近为目标建立目标函数,采用遗传算法对目标函数进行优化以确定炮击振动谱特征点坐标,在对数坐标下通过折线将特征点连接以实现炮击振动环境谱的编制;最后,将基于遗传算法得到的环境谱与基于标准得到的预估谱进行对比,分析验证了所提方法的有效性。结果表明,所采用的方法获得的炮击振动环境谱在均方根值(rootmean square,简称RMS)和谱形特征上都更接近实测数据归纳谱。

冲击响应谱在炮击振动环境的谱编制应用研究

机载航炮是军机结构振动/冲击最严酷的载荷源之一,基于实测数据得到真实的环境谱,对于军机结构及机载设备的设计与考核非常重要。基于某飞机航炮实测响应数据,采用数字滤波法得到炮振环境下单点单次响应的冲击响应谱,并结合国军标和相关标准的要求,提出了基于不同统计数据类型的机载设备炮振环境分类方法,对每一组炮振实测数据进行归纳,得到了炮击振动环境实测谱和规范谱,最后通过某飞机舱段地面试验进行了验证。结果表明该方法相较于常用的位置区域分类和极值包络区域归纳方法更正确合理,且比行业内普遍采用的随机炮振通用谱更符合炮击真实环境。该方法可直接用于军机结构与机载设备的地面试验验证,具有较好的科学性和工程实用价值。

柔性表皮及蜂窝支撑结构面外变形机制

变体飞行器可根据任务需求,自适应地改变气动布局,从而获得最优的飞行品质。由柔性表皮及蜂窝支撑结构复合而成的柔性蒙皮是实现变体飞行器构型变化的关键结构形式之一。但由于泊松效应的影响,柔性蒙皮在变形中易产生“凹陷”和“鼓包”等面外变形模式。为此,首先研究弹性模量、泊松比、表皮厚度、孔格尺寸、蜂窝构型等对面外变形的影响规律。然后基于孔格填充法,分析填充物与蜂窝壁在粘接良好和未粘接状态下的变形特性。结果表明:柔性蒙皮的面外变形与相关参数并非都呈现出线性变化关系;在蜂窝孔格内填充弹性材料,可抑制柔性蒙皮的面外变形,但填充材料是否与蜂窝壁粘接良好,对柔性表皮面外变形影响较大,在工程设计时,需重点关注。

舰载机前起落架缓冲性能参数敏感性研究

为了同时满足缓冲和突伸性能,舰载机前起落架常采用双腔缓冲器设计。以某型机前起落架为研究对象,建立前起落架缓冲性能分析动力学模型,并将仿真计算结果与试验结果进行验证对比,验证理论模型的有效性和正确性。对缓冲器高、低压腔初始压力以及体积占比进行参数敏感性分析。结果表明,高、低压腔初始充填压力和体积占比对起落架缓冲性能的影响有别于它们对突伸性能的影响,所以对舰载机前起落架缓冲器的设计需不断优化,同时兼顾缓冲和突伸性能。

贴敷宏纤维复合材料片的飞机壁板振动响应预测

传统的有限元模型存在计算成本高、黑箱操作多、缺乏自主知识产权等问题。采用解析法研究基础谐波激励下贴敷宏纤维复合材料(MFC)片的飞机壁板振动响应的预测问题;基于经典层合板理论、机电耦合本构方程和能量法,建立基础谐波激励下MFC-壁板的解析模型;利用速度反馈法和模态叠加原理,实现对该激励条件下结构系统在主动控制前后振动响应的求解;结合文献和组建的振动测试系统获得的实验数据,对该解析模型及其预测结果进行详细验证。结果表明:相较于文献结果,模型等固有频率计算偏差最大不超过2%,模型预测获得的前两阶共振响应的最大误差不超过8.6%,均在误差允许的范围内。

基于PRSEUS构型翼身融合机体结构多学科优化设计方法与应用

针对翼身融合(BWB)布局机体结构承载效率低、结构增重以及高后置背撑发动机带来的大载荷和舱内噪声等问题,基于新型材料和新型高效承载结构(PRSEUS),开展以提高结构承载效率和轻量化为目标,兼顾气动、噪声、振动及工艺等多学科约束的非常规圆截面机体结构多学科优化设计方法研究。基于自适应代理模型构建技术建立了机体结构气动、噪声子系统性能分析代理模型,实现了对机体结构气动载荷、噪声性能的预测,并将气动、噪声性能的基本要求转化为几何尺寸及力学响应等约束条件,从而把多学科问题集成到一套有限元分析模型,配合高效数学规划法,解决了多学科高精度模型分析耗时问题,实现了翼身融合机体结构的多学科优化设计。通过机体结构有限元分析验证,在满足各学科约束条件前提下,结构的承载效率得到较大幅度提升,中央机体结构减质率达到了8.7%。

基于损伤力学的疲劳全寿命数值预估方法

疲劳失效是影响结构件使用安全的主要问题,对疲劳寿命进行准确预测具有重要的工程意义。基于采用平均应力修正的损伤力学演化模型,结合有限元法建立了同时考虑裂纹萌生与扩展的疲劳全寿命数值预估方法。为了验证该方法,开展了不同应力水平下铝合金开孔板试样疲劳试验与疲劳数值模拟。结果表明,基于所建立的疲劳数值分析方法能够有效预测开孔板裂纹扩展过程及疲劳全寿命,预测寿命误差带在两倍以内。

电动飞机蒙皮结构的冲击损伤试验与优化设计

飞机蒙皮结构常受到冰雹、维修碰撞等低能冲击,机身结构易出现损伤,引发飞机性能减退。为了提高蒙皮结构的抗冲击性能,结合Hashin失效准则建立了一种复合材料泡沫夹层结构低速冲击有限元等效模型,并利用超声C扫描对冲击后的复合材料泡沫夹层进行无损检测,试验结果表明,与无损检测结果相比较,模拟结果的误差低于10%,证明了该冲击等效模型的合理性。最后利用该有限元等效模型对某型电动飞机机身复合材料泡沫夹层蒙皮结构进行优化设计,以提高抗冲击能力、减小吸收的破坏能量、降低结构损伤程度为目标,在相同铺层数量下,得到了最优的复合材料泡沫夹层结构铺层设计方案。

碳纤维树脂基复合材料回转体的网格结构优化研究

针对复杂回转体的网格结构参数进行优化,以最大载荷质量比为优化目标,筋条几何参数及数量为设计变量,ABAQUS有限元屈曲分析为手段,确定模型结构承载效率的评价指标,进行单因素分析。其中,纵筋数量、纵筋宽度、筋条高度3种因素对模型承载效率影响较为显著。环筋数量与环筋宽度对模型承载效率的影响显著性较低,并结合实际制造条件分析得出用于正交试验的因素范围。利用数理上的正交性原理设计了L_(16)(4^(5))正交表与适用于复杂网格结构的正交试验方案。通过数值模拟,得到16组试验结果,并对试验结果进行极差分析。发现各因素对目标值影响程度的排序均为:纵筋宽度>筋条高度>纵筋数量>环筋数量>环筋宽度,并得出最优参数组合。最后对最优参数组合进行试验验证,找出使用最优参数组合的回转体所能承受最大载荷的理论值与实际值之间的差异,并分析差异出现的原因。

基于CFD/CSD耦合的翼面抖振响应数值模拟研究

发展一种考虑气动弹性效应的CFD/CSD耦合计算方法,对翼面抖振响应进行了数值模拟研究。针对抖振的发生往往伴随着较大尺度分离流动,采用脱体涡模拟方法提高湍流模拟的保真度。针对抖振响应模拟时间历程长、计算量大的特点,基于自主发展的动态网格自动化生成方法以及非定常流动和气动弹性高效求解技术,从而提高响应计算效率。分别对大迎角三角翼和超临界机翼进行了抖振响应模拟研究,通过与文献或试验结果的比较以及时频特性分析,验证了所发展方法在大迎角抖振和跨声速抖振响应预测中的可靠性和精确性。

复杂多边形蜂窝柔性蒙皮非线性行为数值分析

对复杂多边形蜂窝柔性蒙皮结构进行数值仿真,研究在拉伸、剪切、扭转以及弯曲载荷下的柔性蜂窝非线性变形行为,并对无橡胶表层、单侧橡胶表层和双侧橡胶表层的变形及强度进行分析。结果表明:无橡胶表层蜂窝可能在较小载荷下产生较大变形;单侧橡胶表层易使结构不对称,可能导致剪切载荷、扭转载荷下的变形不对称;双侧橡胶表层对抑制结构变形有明显作用;加入橡胶表层可能会使原本零泊松比或负泊松比效应的蜂窝柔性蒙皮表现出正泊松比的情况。

飞行器结构健康监测技术研究进展

结构健康监测技术有望在飞行器设计、服役和维护中发挥关键作用,提高飞行器结构效率,确保飞行器结构的安全性和可靠性。本文首先概述结构健康监测的基本概念及其适用范围,强调其在航空航天领域中的重要性。随后,针对结构健康监测技术在飞行器典型结构中的研究工作情况,重点围绕冲击监测、超声导波损伤监测以及光纤传感器应变监测等先进技术进行详细讨论,总结国内外研究现状、技术能力以及典型应用。最后,指出飞行器结构健康监测面临的挑战性问题,展望该技术在航空航天领域的应用前景。

航天动力系统分析软件发展途径思考

航天动力系统分析软件是推进航天技术发展的重要基石,但目前国内相关软件与国外前沿还存在较大差距,亟待明确我国高水平自主可控的航天动力系统分析软件的发展方向。首先对大型通用分析软件的发展历程进行了系统梳理,剖析了其发展趋势;并进一步分析了航空发动机领域中使用的典型分析软件发展规律与特征;通过借鉴上述软件的研发经验,结合目前航天动力系统分析软件的发展现状,提出了我国相关软件的发展方向与发展途径。研究建议,分3个阶段逐步突破具有航天动力特色的通用仿真平台开发、软件模型与求解器研发、数据融合与管理这3大方向,最终形成多领域、多物理场、多维度、智能化并集成数据融合管理的航天动力系统智能化分析软件体系,为我国航天技术的稳健发展提供有力支撑。

带后掠桨尖旋翼/螺旋桨的悬停气弹特性分析

针对旋翼/螺旋桨的大负扭和后掠桨尖设计在桨叶内部所带来的严重应力应变集中问题,结合三维结构动力学模型、旋翼气动模型和旋翼配平方法,对复合材料旋翼/螺旋桨进行了综合建模与气弹载荷分析,并通过悬停实验验证了综合模型的准确性。对比分析了无负扭、大负扭和大负扭带后掠桨尖的桨叶气弹特性,发现大负扭导致桨叶应力集中区域扩大,后掠桨尖使桨尖过渡区域的应力集中区域扩大,集中程度加剧。

增强蜂窝结构面外力学行为研究

在传统六边形蜂窝结构的基础上添加加强筋,提出了增强蜂窝结构,通过有限元模拟的方法对其在准静态压缩过程中的面外力学行为进行研究,并与传统六边形蜂窝结构进行了对比。研究发现,加强筋的加入显著提高了其面外抗压强度与吸能性,其中对边强化蜂窝结构的平均压缩力最多可提高166.8%,比吸能最多可提高38.53%。增强蜂窝结构在压缩过程中的变形模式均为渐进折叠式,与传统六边形蜂窝结构相比其叠缩褶皱数量增多,变形过程更为稳定,并且具有更多的塑性应变集中区。此外,通过开展参数化研究发现,比吸能与单胞壁厚呈正相关,与单胞边长呈负相关关系。通过对增强蜂窝结构力学性能进行综合分析,发现对边强化峰窝结构是最优的强化方式。