基于烧蚀机理的涂层类防热结构精细化设计方法

为了实现轻质化、低成本、精细化防热设计,提出基于烧蚀机理的涂层类防热结构精细化设计方法,使用烧蚀机理初步计算出涂层烧蚀碳层厚度,从而建立烧蚀精细化热仿真计算模型,并计算得到较为准确的防隔热仿真结果,该方法的应用可为舱段涂层防热方案论证提供科学有效的理论分析手段,指导防热方案设计,并达到降低设计成本、缩短研制周期的目的。

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。

基于空气环境下静态氧化试验的C/SiC复合材料氧化行为与机理研究

连续碳纤维增强碳化硅复合材料(C/SiC)具有优异的高温力学性能,在航空航天热防护领域具有广泛的应用前景。摸清C/SiC复合材料在不同温度,不同氧化时间下的氧化行为与机理是开展C/SiC复合材料热结构设计的前提。本文针对C/SiC复合材料开展静态氧化试验,系统研究了在400℃~1200℃范围内的静态氧化行为,获取了材料的氧化动力学参数。采用高温热重分析仪(TGA),获取C/SiC试样在不同温度下的连续失重曲线;基于氧化热重测试数据,给出了描述单位面积材料氧化速率的氧化动力学参量。通过显微观测、扫描电镜(SEM)测试、能量分散光谱(EDS)以及X射线衍射(XRD)测试等试验表征,研究了不同温度下材料的表面氧化形貌、氧化生成物;采用计算机断层扫描(CT)技术,研究了材料内部的氧化扩散模式,重构了试样内部的氧化形貌,揭示了材料的氧化机制,并对氧化后的试样进行剩余强度测试。

先进飞行器结构与机构健康管理技术研究进展

先进飞行器健康管理技术是实现其全寿命周期的安全服役和视情维护的关键技术。本文聚焦于先进飞行器结构和机构两个重要系统,分析了飞行器结构和机构健康监测的必要性与急迫性,总结近十几年内健康监测技术在先进飞行器结构机构损伤监测与载荷识别上的典型案例与相关进展,讨论飞行器健康管理技术面临的挑战,并展望技术发展趋势。

复合材料圆管构件的等效模型研究

本文针对任意壁厚的复合材料圆管构件的等效弹性模量和剪切模量提出了高阶理论计算方法，它考虑了构件的横向剪切效应以及层合材料的三维本相关系，并且对三种缠绕方式的等效模量进行了预测，预测结果与经典层合报理论和实验的预测结果吻合较好，该方法可用于复合材料杆件结构的设计中。

压电复合材料层合板自适应结构的振动控制

本文针对板壳型自适应结构 ,研究了压电材料作为作动器的自适应结构的振动控制。利用四节点压电复合材料层合板单元进行自适应结构的有限元动力分析 ;采用模态控制方法 ,将结构的各阶模态的阻尼比作为控制目标 ,并以此计算出各压电片的控制电压 ,达到控制结构振动的目的。算例给出了数值计算的结果。

复合材料气瓶有限元分析与爆破压力预测

利用ANSYS大型有限元程序建立了复合材料气瓶的有限元模型,建模中将纤维缠绕层作为复合材料层合板处理,考虑了封头处缠绕层厚度及缠绕角沿子午线不断变化的情况。针对建立的模型进行了气瓶在几个工况点下的变形分析,利用最大应变准则预测了气瓶的爆破压力。通过分析结果与相应试验结果对比,验证了建模与分析方法的正确性。

复合材料点阵夹芯结构的耦合换热及热应力分析

采用数值模拟对复合材料点阵夹芯结构的传导辐射耦合换热及其产生的热应力问题进行了研究。通过孔洞辐射的计算方式,分析了结构内部辐射对于传热机制的影响,并探讨了纤维柱及材料发射率等因素对辐射换热强弱的影响;最后,分析了结构在耦合换热作用下所产生的热变形和热应力。数值结果表明,当温度在350℃左右时,碳纤维点阵夹芯结构的辐射换热效果明显,且温度越高其差值越大;纤维柱对辐射换热的贡献不大;材料的表面发射率越大,夹芯结构的辐射换热能力越强。在上下面板固支情况下,热应力场主要分布于上面板及纤维柱与上面板相接触的根部,增强辐射换热,可减小根部的最大热应力。

玻璃纤维复合材料的原子氧剥蚀效应试验研究

对两种玻璃纤维复合材料开展了原子氧效应的地面模拟试验研究。总结了试验前后试样质量及表面形貌的变化规律,计算得到了材料的剥蚀率。试验结果表明,随着原子氧累积通量的增大,玻璃纤维复合材料的质量和体积损失减慢。经分析认为,在原子氧与复合材料的作用过程中,树脂优先被剥蚀,而将纤维暴露在外,由于玻璃纤维对底层树脂基体的遮挡作用,导致在原子氧效应试验后期,玻璃纤维复合材料的剥蚀速度减缓。

复合材料环形高压容器缠绕参数设计与分析

针对诸如环形气瓶等圆环状压力容器的缠绕，提出同时满足结构特性和缠绕工艺性的参数设计方法以符合实际工程需要。推导了圆环面纤维不架空和不滑移判据；根据内压作用下纤维螺旋加环向缠绕环壳的平衡方程，考虑截面厚度变化和缠绕初始条件，给出了均衡缠绕参数及线型的确定方法，讨论了在不同管径比和厚度比下该线型路径的稳定性；以螺旋向铺层的初始缠绕角和厚度为变量，对结构进行重量最小化设计。作为算例，对纤隹缠绕环形高压气瓶在爆破压强为40—80MPa的范围内进行优化设计。结果表明，优化设计的均衡缠绕线型模式睛确可靠，满足纤维缠绕的基本要求，能充分发挥缠绕结构的力学性能。本文的设计计算方法可直接用于复合材辞环形气瓶的初步设计。

基于分布式光纤传感与U-Net网络的复合材料分层损伤定量识别方法

结构健康监测(SHM)是确保飞行器复合材料结构安全性和完整性的重要手段。基于背向瑞利散射的分布式光纤传感器可以通过测量高密度的应变分布为复合材料损伤监测提供数据支持。然而,结构应变分布特征和损伤的映射关系较为复杂,无法直接根据应变分布准确判定损伤的定量信息。另外,分布式光纤传感器数据量大,通过人为分析应变数据识别损伤较为耗时且准确性偏低。为了应对这一挑战,提出了一种基于分布式光纤传感数据与U-Net神经网络的智能损伤识别方法,旨在自动精确识别复合材料中常见的分层损伤。首先,通过有限元仿真构建U-Net神经网络的训练集与验证集;随后进行含分层损伤复合材料板的悬臂加载试验,通过分布式光纤传感器采集结构应变分布数据作为测试集。损伤识别结果表明,U-Net神经网络可以对分层损伤的位置、尺寸与形状进行较为精确的定量识别。

SiC_(f+p)/LY12 复合材料口盖板的制备与结构刚度

介绍了利用净成型液相压渗工艺制备的ＳｉＣ纤维与ＳｉＣ颗粒混杂增强铝合金复合材料仪器舱口盖板。利用自行设计的热外压装置，考察了口盖板在室温和４００℃下外压时的刚度变化情况。结果表明ＳｉＣｆ＋ｐ／ＬＹ１２复合材料口盖板的室温结构刚度比ＬＹ１２铝合金口盖板提高约５０％，４００℃下复合材料口盖板的结构刚度比ＬＹ１２铝合金口盖板提高约８０％。

航天复合材料无损检测技术的发展现状

介绍了复合材料的特点和常见缺陷类型,综述了航天复合材料无损检测的主要方法,并分析了各种无损检测方法的优缺点和适用范围.最后指出未来无损检测技术将会是多种检测方法的结合使用,并朝着低成本、快速、高效、自动化、安全可靠的方向发展.

应用OptiStruct软件的太阳翼基板结构优化

应用Altair OptiStruct软件独有的复合材料优化技术,针对非连续铺层复合材料,对某卫星太阳翼基板结构进行了优化设计。整个基板结构优化设计过程包括两个阶段:概念设计阶段和系统设计阶段。首先,在概念设计阶段利用自由尺寸优化模块,对太阳翼基板结构进行了拓扑优化;然后,在系统设计阶段利用尺寸优化模块完成了铺层厚度的优化。在经验设计方案中,太阳翼基板面板质量为3.6kg,经优化设计后,基板面板质量为1.7kg,减少了53%。

三维编织圆管力学性能及火箭级间段模拟结构承载能力研究

对于三维四向（４Ｄ）和五向（５Ｄ）两种编织碳／环氧圆管构件及由其组成的火箭模拟级间段，测试其压缩和扭转力学性能及轴压承载能力。实验表明，５Ｄ材料的压缩性能比４Ｄ材料有较大幅度提高，剪切模量提高幅度不明显。用３—细胞模型和ＦＧＭ模型预测相应的力学性能和压缩强度，并与实验结果进行了比较。结果表明，３—细胞模型的结果与实验结果符合较好，ＦＧＭ模拟预测结果偏低。本文结果为编织结构的设计分析提供了依据。

基于碳纤维复合材料的低温贮箱支撑杆设计与仿真

针对碳纤维复合材料在运载火箭低温贮箱支撑杆中的应用问题,基于碳纤维复合材料单向板力学性能测试结果,对低温贮箱支撑杆的材料和铺层进行了设计,并通过静力学仿真分析对设计方案进行了验证,结果表明:在298 K和77 K温度下,T800单向板的力学性能均优于T700单向板,更适于制造低温贮箱支撑杆;以9°为主角度铺设72层T800增强纤维的低温贮箱支撑杆,其298 K和77 K温度下的拉伸强度和压缩强度可以很好地满足运载火箭低温贮箱支撑杆的设计强度要求。

纤维缠绕的曲面架空分析及其应用

针对诸如壳体—喷嘴一体化的固体火箭发动机过渡段、环壳燃料箱等复杂型面的缠绕 ,应用曲面理论和力学分析方法 ,研究了纤维缠绕的成型压力与曲面几何的关系 ,进而确定了一般曲面、负高斯曲面、环壳以及过渡段缠绕过程的纤维架空条件与判据 。

卫星复合材料桁架结构多级优化设计方法

针对卫星用复合材料桁架结构,提出一种多级优化设计方法,对复合材料桁架结构的空间构型、几何参数以及材料铺层角度开展协同优化设计。该方法能够在缩减优化问题求解规模,提高解算精度的同时,获得兼顾结构刚度、强度、稳定性、质量以及在轨热变形的综合最优结果。最终通过工程算例,验证了文中提出优化设计方法的有效性。

复合材料格栅圆柱结构优化设计

复合材料格栅圆柱结构是由连续纤维缠绕的斜向和环向肋组成的结构。介绍了一种轴压作用下复合材料格栅圆柱结构的设计方法,该模型是在满足格栅结构整体屈曲要求、斜向肋承受压缩强度要求以及2个交叉点间肋段的局部屈曲3个约束条件的情况下,通过引入格栅结构整体屈曲、局部屈曲及压缩强度安全系数,并经过对数学模型的变换处理,使得格栅结构的结构重量最小,得到格栅结构的设计参数。该方法在格栅结构的设计与优化中非常有效。

新型三维编织复合材料等网格结构力学性能分析

提出了一种新型三维碳/环氧编织复合材料等网格承力筒结构,旨在满足现代卫星结构趋于大型化和轻质化的须求。在建立有限元模型基础上,对该结构进行静力学性能和模态进行了分析,得到了该结构的固有频率和模态振型;为了解该结构抗屈曲性能,进一步研究了该结构的稳定性,给出屈曲系数和屈曲的极限位置。考虑到该结构工作环境的特殊性,对具有局部毁伤情况下的该结构进行了分析。计算结果表明,提出的新型三维编织复合材料等网格结构具有应力分布均匀,结构稳定,对局部毁伤不敏感等优点,对我国未来卫星承力平台的设计具有一定的参考价值。