复合材料垂尾表面应变计粘贴技术

应变电测法是飞机飞行载荷测试最常用的方法之一。研究了纤维增强层合复合材料垂尾的飞行载荷应变电测方法。首先建立复合材料垂尾有限元模型,计算了在均布载荷下垂尾表面应变分布。然后根据有限元仿真应变分布结果,避开应力集中部位选取应变片粘贴位置,设计载荷测试电桥,利用载荷标定试验可测得垂尾的飞行载荷。最后对相同层数不同铺层顺序的垂尾模型进行计算,对应变片粘贴位置的表面应变进行细观分析和比较,分析了铺层顺序对表面应变的影响。计算结果表明,表层铺层角度对应变测试结果有较大影响,复合材料结构应变测试时应考虑结构的铺层顺序;而在载荷测试时,选取线性应变区则可不考虑该影响。

关于某型飞机垂尾翼根整流罩结构的设计与研究

复合材料在设计性、工艺性、结构减重等方面有着很大的优势,其在飞机制造中的应用比重也越来越大。以某型飞机为例,详细分析和探讨了垂直尾翼根部整流罩结构基于复合材料的设计过程,具体包括整流罩结构的总体布置、复合材料面板的铺层设计、气动密封件设计、表面防护设计、装配设计等方面的内容。

某型号教练机用树脂基复合材料层压板结构件修补工艺的研究

针对某型号教练机复合材料垂尾的修理,开展了某型号教练机用树脂基复合材料层压板结构件的修补工艺研究。通过试验研究,确定了修补角度、修补补片材料、修补用胶粘剂和补片类型等。同时,自主研发了具有知识产权的专用修补工具-斜面磨轮。该修补工艺已形成企标"复合材料挖补修理工艺规范"。采用该企标对某型号教练机复合材料垂尾翼盒和方向舵进行了修理,修理后的方向舵已装机。

导弹复合材料立尾的动力特性分析

对Hellinger－Reissner变分原理进行了详尽论述。依据该变分原理推导了基于折线假设的复合材料层压板元素的刚度矩阵，复合材料面板蜂窝夹芯元素的刚度矩阵。在形成元素刚度矩阵时，在子域一级求逆能节省大量机时。介绍了动力特性的分析和试验方法。运用H－R元素计算了导弹复合材料立尾的动力持性，取得了满意的结果。

复合材料结构垂尾翼尖损伤挖补修复技术研究

复合材料结构垂尾翼尖在服役过程中会受到强气流冲击或沙粒等外来物撞击,易发生风蚀、纤维断裂、掉块、凹坑和分层等损伤,若损伤未及时采取正确的方法进行修理,将会影响飞行安全。文中以某型飞机垂尾翼尖为研究对象,针对修理材料、结构特性及损伤类型进行分析,研究适用垂尾翼尖损伤维修工艺技术。采用胶接挖补干法和湿法修理,对修理前后试样的拉伸强度、剪切强度进行测试,结果表明:干法和湿法修理试样的拉伸强度分别为465.6 MPa和405 MPa,拉伸强度恢复达到完好试样的91.69%和79.76%;剪切强度为413.2 MPa和356 MPa,弯曲强度恢复达到完好试样的80.80%和69.61%,根据维修结构强度要求干法修理可有效恢复垂尾翼尖强度指标。

基于MSC.NASTRAN的结构参数优化设计

结构减重对飞机设计有重要意义,通过结构参数优化设计可以使材料的分布更加合理。基于MSC.NASTRAN,使用铝合金和碳纤维复合材料分别对某型飞机垂尾进行结构参数优化设计。优化结果表明:通过结构参数优化设计的垂尾材料分布更合理,材料利用率更高,相比于铝合金材料,碳纤维复合材料结构减重效果更好,体现出了复合材料的优越性。