弹性支撑功能梯度微圆柱壳模态频率的研究

在建立弹性支撑功能梯度薄壁微圆柱壳模型的基础上,基于修正的偶应力理论和一阶剪切变形理论,推导了微圆柱壳的模态频率方程,讨论了弹性支撑、尺寸效应、温度梯度、材料组分指数、孔隙以及几何尺寸等参数对微圆柱壳模态频率的影响。结果表明:微尺度下,弹性刚度系数在0~105N/m^(3)范围内对微圆柱壳的模态频率基本无影响,剪切刚度系数在0~5×10^(4)N/m范围内对模态频率的影响较大,且增大剪切刚度系数有益于提高微圆柱壳的模态频率;由修正的偶应力理论得到的模态频率大于由经典连续体理论得到的模态频率;在弹性支撑和尺寸效应有无考虑的4种组合下,模态频率随温度梯度和微圆柱壳长度的增大而减小,随陶瓷体积分数指数的增大而增大,随孔隙体积分数和微圆柱壳厚度的变化规律不同;温度梯度对考虑尺寸效应或弹性基础的微圆柱壳模态频率影响较大,而孔隙调节具弹性支撑微圆柱壳的模态频率尤其显著。

高速飞行器主动冷却试验技术研究

针对高超声速飞行器结构热强度验证中试验对象表面快速降温需求,采用隐式差分格式建立金属薄板结构在主动冷却下的热分析数值模型,计算结果表明强迫对流可以明显提升降温效果,但降温效果呈非线性下降;给出了基于压缩空气/氮气的强迫对流冷却、基于液氮的强迫对流冷却和基于“空气/氮气+水”混合物的喷雾冷却3种方案,搭建了快速降温试验系统,进行了基于室温压缩空气和液氮的强迫对流冷却能力试验,结果表明基于液氮的强迫对流冷却有较高的冷却效能。

一种基于工程化气动加热算法的天线热防护设计

高超音速气动热仿真技术是提高天线热防护能力的重要支撑之一,为了进一步缩短研制周期和节约成本,本文提出了一种以冷壁热流和壁面恢复焓为输入条件,以MATLAB和CFD联合迭代快速求解高速气流中天线温度场的工程化算法。在利用气动热试验证明仿真结果与实验数据的高一致性后,以该仿真方法对一个高速气动加热时长为500 s的天线实施了防隔热优化设计,根据仿真评估出的导致核心器件温升的主、次要因素,针对性地提出改进措施,最终目标印制板由过往的320℃下降到了142℃,热控效果显著。

结构随机振动疲劳寿命估算的样本法

提出了一种结构随机振动疲劳寿命估算的样本法,通过该样本法能够处理在频域内用谱密度描述的宽带随机振动载荷的情况。利用该样本法,首先将频域内的随机振动载荷信号通过抽样使其转换为时域信号;然后用有限元法计算结构危险点的应力谱,再采用变程法过滤掉小载荷而获得危险点的应力谱;最后用传统的疲劳寿命估算方法进行寿命估算,获得危险点疲劳寿命的均值和方差。算例结果表明,采用样本法获得的预测结果与试验值吻合得很好。

基于固有频率的呼吸式裂纹梁损伤识别方法

将呼吸裂纹梁简化为由扭转弹簧连接的两段弹性梁,在假定振动响应随振幅变化的基础上推导出呼吸裂纹梁的固有频率方程;考虑振动过程中呼吸裂纹的开合情况,假定裂纹梁的刚度是振幅的非线性函数,建立了呼吸裂纹梁的多项式刚度模型;结合等高线裂纹识别理论和方法,提出了一种基于固有频率的呼吸裂纹梁损伤识别方法,算例验证了方法的可行性与有效性。研究表明,该方法的识别精度取决于实验固有频率的精度。

飞机结构三维温度场分析程序

介绍了"飞机结构三维温度场分析"程序。该程序具有完整的自动建模体系和云图曲线显示功能,通过试验测定了"热阻"参数,进而在程序中增加了热阻元以处理不同结构件的接触问题,考虑了空气动力加热载荷情形,经过许多工程算例,结果良好。

热环境对FGM壳模态频率的影响

为了推动功能梯度材料(FGM)在高超音速飞行器热防护结构设计中的应用,旨在探讨不同温度场对热防护壳模态频率的影响,提供热防护壳动力学设计参考。从陶瓷金属基FGM的热物性参数模型入手,结合圆柱薄壳能量原理,建立FGM圆柱壳的模态方程。在此基础上,首先分析热物性参数变化规律对FGM壳模态频率的影响,然后探讨考虑热应力后不同热环境下FGM壳模态频率的变化规律。结果表明,FGM物性参数变化对模态频率的影响没有热力耦合影响明显;温度梯度<300 K时,物性参数变化对模态频率起主导作用,反之温度梯度>300 K时,热应力和热变形对模态频率起主导作用。

随机振动载荷下缺口件疲劳寿命分析的频域法

提出了一个考虑应力集中和疲劳极限影响的缺口件频域随机振动疲劳寿命估算方法。首先进行随机振动分析,得到应力响应功率谱密度,用疲劳缺口系数考虑孔边应力集中的影响;然后采用三参数S-N曲线近似公式在频域内进行疲劳寿命估算,考虑疲劳极限的影响。算例结果表明:考虑应力集中和疲劳极限影响的带孔板频域随机振动疲劳寿命估算结果与实验值非常接近。

轮盘低周疲劳寿命可靠性分析新方法

从Ｍａｎｓｏｎ－Ｃｏｆｉｎ公式出发，建立了新的低周疲劳寿命失效临界函数及其对随机变量的导数公式，并结合概率有限元法求得轮盘低周疲劳寿命的可靠度，从而解决了采用Ｌａｎｄｇｒａｆ寿命公式的不足。结果表明，本文所提出的新方法在发动机轮盘应变水平范围更趋合理，且结果偏安全。

复合材料头锥结构气动热应力分析方法研究

针对某飞行器前部复合材料锥体结构的打样设计,采用有限元方法进行设计飞行条件下气动热载荷、气动压力载荷联合作用时结构应力应变分析方法的研究。文中针对打样阶段对结构性能进行初始估算的要求,对模型进行多场解耦和适当的工程简化处理。首先以结构外表面为边界,建立气动网格,进行流场分析,确定结构网格的热载荷、边界条件;然后对结构网格进行热分析,获得其瞬态温度场分布;最后施加气动压力和温度场分析结果进行结构耦合热应力分析,获得应力应变数据。文中对流场、温度场、应力场采用的实用化处理方法,在满足打样阶段分析要求的同时,克服多场耦合分析协调困难、总体工作量大等问题,具有较高的效率。计算结果表明,气动热应力对锥体顶部应力产生较大影响,必须在设计中加以考虑,并可为下一阶段的详细设计提供更精确的数据参考。所用计算软件为FLUENT和AN-SYS。

弹性梁损伤识别模态应变能法

针对飞行器弹性梁结构的振动疲劳损伤问题,基于单元模态应变能的变化提出了一种新的结构损伤识别方法。该方法以结构损伤会导致其模态性能变化为原则,通过对比结构单元损伤前后模态应变能的变化率来构建损伤指标。在构建损伤指标之前,假定弹性梁的刚度是由单元刚度组成的,在定义单元刚度灵敏度公式的基础上,建立了弹性梁损伤前后模态应变能变化的联系。最后采用数值计算和实验测试方法,得到了弹性梁损伤状态的识别结果,验证了该方法对损伤识别的正确性和有效性。

涡流电导率法检测飞机结构烧伤的试验研究

基于某烧伤战机的实际检测需要,选用LC4CS及LY12CZ铝合金为试验材料进行烧伤模拟试验,对材料在不同温度下的力学性能与电导率的关系进行了分析。试验结果表明,热处理强化后的铝合金受热损伤之后,强度和电导率随温度不同都有突变现象,二者温度变化区间接近,且电导率的变化稍微超前,因此,用电导率检测法来界定烧伤范围和烧伤程度比硬度检测法更安全。应用结果表明,涡流电导率法可以准确、快速确定飞机结构热损伤的范围和程度,能够为烧伤战机的抢修提供可靠的理论依据,对构件不会造成任何破坏,成本低、效率高,这对于飞机修理厂修理热损伤构件有着广泛的应用前景。

基于抗振动疲劳的薄板加筋设计分析

振动是航空薄板常见的载荷形式,通常采用加强筋来减小振动幅度,从而提高薄板寿命.研究薄板的抗振动疲劳加筋方法,探讨加强筋与板的连接方式以及加强筋的布置方向对薄板振动与疲劳的影响机制.首先,基于振动理论和板筋变形协调条件,建立加筋薄板的运动方程.然后,建立铆接、点焊和滚焊连接形式的加筋薄板有限元模型,探讨连接单元的动力学建模方法;在此基础上,研究连接形式和加筋安装方向对薄板结构动力学特性的影响;最后,结合动力响应分析探讨板筋连接方式和加筋安装方向对疲劳寿命的影响.研究结果表明,双向加筋薄板在低频振动时刚度高于单向加筋薄板,双向加筋有利于提高结构抗疲劳强度,铆接单向加筋薄板的振动疲劳寿命最短.

气流偏角对不同形状复合材料壁板热颤振特性的影响

应用有限元方法分析研究了气流偏角和热载荷对不同形状复合材料壁板颤振特性的影响。采用一阶剪切理论、von Karman大变形板理论以及考虑气流偏角的一阶活塞气动力理论建立了考虑热载荷的复合材料壁板颤振的有限元模型。分析了三种面积相同但形状不同的复合材料壁板的颤振临界速压随温升和气流偏角的变化规律。结果表明,气流偏角为零时,面积相同形状不同的三种复合材料壁板的颤振临界速压随温度升高而近似呈线性降低,且三角形壁板的颤振临界速压高于梯形壁板,梯形壁板高于矩形壁板;随着气流偏角的增大,三种不同形状壁板的颤振临界速压都呈现出相同的规律;相同气流偏角下,三角形壁板的颤振临界速压最高,矩形壁板的颤振临界速压最低。

复合材料曲壁板与平壁板热颤振特性的对比

对比研究了层合复合材料曲壁板和平壁板热颤振特性。分别建立三种铺层方式的曲壁板和平壁板的有限元模型。采用分步求解方法,首先计算热效应引起的附加刚度,然后将其引入到壁板颤振模型中进行颤振分析。分析了不同铺层方式曲壁板和平壁板的热颤振特性,结果表明壁板颤振临界速度随温升近似呈线性下降,正交各向异性铺设的曲壁板与准各向同性铺设的曲壁板相比,其颤振临界速度下降率更大,而平壁板情况刚好相反;不同铺层方式曲壁板的热颤振危险模态不同,而平壁板热颤振危险模态不受铺层方式的影响。

基于模态应变能法的弹性薄板损伤识别

针对薄板构件振动疲劳损伤问题,提出基于模态应变能结构损伤识别新方法。该方法以结构损伤会导致其模态性能变化为依据,通过比较弹性薄板结构单元损伤前后的模态应变能变化率构造损伤指针。在构建损伤指针之前,假定弹性板的刚度是由单元刚度组成,在定义单元刚度灵敏度公式基础上建立弹性薄板损伤前后模态应变能变化关系。最后,基于模态柔度曲率法验证模态应变能法在弹性薄板单损伤与多损伤识别方面的优劣性。

有限元传热分析中燃气辐射处理方法及其在飞机结构热分析中的应用

研究了有限元传热分析中有吸收—发射性介质(或称弱吸收性介质,例如燃气)参与辐射传热时的处理方法。通过对有、无吸收—发射性介质的封闭包壳的辐射能量交换方程的分析,提出了用表面边界单元替代其辐射效应的准则;研究了有吸收—发射性介质参与辐射时表面间辐射角系数计算方法及编制了相应的计算程序。最后,对某型飞机机尾罩的温度场作了计算并对结果进行了分析。

高超声速飞行器热防护结构参数优化及对比分析

高超声速飞行器对结构性能、热防护性能以及结构重量有很高的要求。为了获得最小的结构重量,文章从热防护的角度进行了优化分析:分别选择铝合金和先进复合材料作为蒙皮,在不同的热载荷条件下,对多种热防护结构(TPS)建立一维传热模型,并进行了结构尺寸优化,得到了单位面积TPS的最小重量;分析飞行器再入过程中的温度载荷、再入时间以及蒙皮材料可承受的最高温度对热防护结构最小重量的影响。ANSYS仿真分析结果表明:温度对TPS的单位面积最小重量有显著影响,LI900刚性陶瓷隔热瓦和先进金属蜂窝夹层防热结构有重量优势;采用复合材料蒙皮的TPS可使重量大幅减轻;飞行器再入时间和再入初始温度对刚性陶瓷隔热瓦重量的影响大于对金属盖板式隔热结构。

基于温度及应力约束的功能梯度材料壳热分析

为了推进功能梯度材料在导弹热防护结构设计中的应用,旨在研究温度和应力约束条件下功能梯度材料板的最佳设计变量。首先研究功能梯度材料物性参数随温度的变化规律,在此基础上探讨陶瓷体积分数指数、弹体厚度及热流密度对热传导温度的影响,分析温度约束下的最佳设计变量;同时,探讨确定热流密度下陶瓷体积分数指数、弹体厚度对功能梯度材料壳热应力的影响,分析热应力约束条件下的最佳设计变量。结果表明,体积分数指数大于5后,增大指数热防护效果不再明显,增大弹体厚度可以降低温度,但也会增加导弹整体质量,在同等量级的热流密度下,设计热防护层时不必使用同种厚度。

复合材料曲壁板颤振特性分析

基于Marguerre曲板理论、von Karman大变形理论和气动力活塞理论建立超音速气流中三维复合材料曲壁板的有限元模型。分析了不同边界条件下复合材料曲壁板的曲率对曲壁板颤振边界特性的影响规律。结果显示:1)当曲率较小时,颤振是由曲壁板前两阶模态耦合产生,颤振临界动压随着曲率的增大而减小;2)当曲率较大时,颤振危险模态会随曲率增大而发生变化,颤振临界动压也会表现出复杂的变化规律;3)曲率较小时,四边固支曲壁板的颤振临界动压高于四边简支曲壁板;4)当曲率较大时,四边简支曲壁板的颤振临界动压可能大于四边固支曲壁板。