Strain transfer of surface-bonded fiber Bragg grating sensors for airship envelope structural health monitoring

This paper deals with an improved bonding approach of surface-bonded fiber Bragg grating (FBG) sensors for airship envelope structural health monitoring (SHM) under the strain transfer theory. A theoretical formula is derived from the proposed model to predict the strain transfer relationship between the airship envelope and fiber core. Then theoretical predictions are validated by numerical analysis using the finite element method (FEM). Finally, on the basis of the theoretical approach and numerical validation, parameters that influence the strain transfer rate from the airship envelope to fiber core and the ratio of effective sensing length are analyzed, and some meaningful conclusions are provided.

临近空间飞艇囊体材料性能研究

简述了临近空间飞艇囊体研究概况,提出了临近空间飞艇囊体技术要求。对临近空间高空飞艇囊体材料进行了综合测试和试验分析。最后针对临近空间飞艇囊体研制目前存在的问题,结合囊体测试数据分析,提出了一些建议。

附有集中质量的飞艇囊体材料动力特性

针对平流层飞艇刚柔一体大型复杂结构系统设计与分析,开展了附有集中质量的飞艇囊体材料动力特性仿真分析研究,将刚度大、质量相对集中的结构零部件简化为集中质量,飞艇囊体简化为双向拉伸的十字形囊体材料试样,分析预张力大小、集中质量的质量和尺寸对囊体材料试样的动力特性影响.结果表明,试样的固有频率随着预张力增大而增大,随着集中质量的质量增大而减小,随着集中质量与试样连接的边长增加而增大;试样的基频与集中质量的高度无关,但第2,3阶频率随着集中质量的高度增加而减小.研究结论为飞艇结构的总体设计与分析以及进一步开展附有集中质量的飞艇囊体材料动力试验提供了理论依据.

柔性飞艇主气囊干湿模态分析与影响因素

为了掌握柔性飞艇无约束状态下的模态特性,以25m平流层验证飞艇为基本分析对象,对其自振特性进行研究.根据充气膜结构的力学特点,基于柔性飞艇主气囊初始形状,通过充气压力静力非线性分析得到充气平衡形态位形和应力,利用兰索斯法进行模态数值分析.分析表明,影响柔性飞艇模态特性的主要因素为:壳单元与膜单元模型、拼接缝、不均匀质量分布、内外压差、尺寸、飞艇周围空气附加质量,且最后三者为重要影响因素;壳单元和膜单元模型频率相近且振型一致.对柔性平流层飞艇结构设计具有参考价值.

飞艇用层压织物膜材料在双向应力作用下的弹性参数分析

为揭示双向应力作用下飞艇用层压织物膜材料弹性参数的响应特征,针对高性能蒙皮材料Uretek3216LV~进行了一系列双轴拉伸试验,获得了9种应力比例条件下的应力-应变关系数据,并分析了其非线性及正交异性特征;采用膜材料试验标准计算了膜材料的弹性参数,分析了应力比及应力比组合对弹性参数的影响规律;运用Matlab软件进行数值分析,得出应力空间的弹性参数响应曲面特征,并提出应力空间弹性参数加权平均值的计算方法,研究了在不同应力水平及应力比下弹性参数的变化规律.结果表明:层压膜材料的弹性参数之间无耦合关系,正交互补性质在其本构关系上的适用性不足;膜材料的变形特征及弹性参数受应力比及应力比组合的影响显著,且均呈现出明显的非线性及正交异性特征;在飞艇结构设计中,宜根据膜材料所属结构部件的应力比分布特征,选取包含相应应力比的组合项来求取弹性参数,以提高弹性参数计算的稳定性和可靠性.

平流层飞艇蒙皮强度建模与仿真研究

关于飞艇蒙皮强度优化设计问题,平流层飞艇体积巨大,而蒙皮厚度远小于飞艇长度,结构在受载情况下容易发生较大变形甚至破坏。为了给飞艇蒙皮强度设计提供依据,建立了飞艇蒙皮在只受内外压差载荷作用下的环向和轴向应力方程,用Von Mises应力来定量描述蒙皮在环向和轴向应力作用下的整体受力情况。然后建立了飞艇蒙皮的计算模型,通过在ANSYS中进行非线性仿真分析得到蒙皮各点的受力情况,并将理论应力值与有限元仿真结果进行了对比,结果验证了理论方程的有效性,为飞艇蒙皮的应力估算提供参考。

飞艇主气囊结构湿模态分析与试验研究

为研究飞艇主气囊结构模态特性,将飞艇内、外气体假设为势流体,基于流固耦合理论和势流理论,建立薄膜与内外空气流场共同作用的理论模型。建立充气膜结构数值分析方法,在内、外流场的单面耦合和内、外流场的双面耦合三种情况下,对薄膜充气管和模型飞艇进行湿模态分析,对比分析单面和双面气固耦合的分析结果,并通过模态试验对分析方法进行验证,结果表明采用双面耦合分析方法分析充气膜结构湿模态最合理;采用此方法对艇长5 m、25 m、50m和100 m以及长细比为1∶3、1∶3.5和1∶4的双轴椭球外形飞艇主气囊在多种内压条件下进行湿模态分析,表明固有频率与艇长成反比,而长细比与内压对固有频率影响小。分析结果可以为飞艇的结构设计以及复杂充气膜结构模态分析提供参考。

平流层飞艇蒙皮材料撕裂性能分析方法

针对平流层飞艇蒙皮材料初始损伤对于其撕裂破坏的影响,分析了国内外现阶段研究柔性层压织物材料双向撕裂扩展的四种方法及对应的经验公式,通过与某平流层飞艇蒙皮材料双轴向拉伸实验得出的试验结果比较,得出各个方法的优缺点及其应用范围,并指出泰勒公式对于蒙皮材料撕裂性能的研究较为适用。同时,针对不同初始损伤切口形状的蒙皮材料进行试验值与经验公式的对比,指出不同初始损伤切口形状可等效为切断同等尺寸的经向纱线所产生的影响,并分析了蒙皮材料撕裂强度的主要影响因素,对平流层飞艇高性能蒙皮材料撕裂性能的研究提供参考。

高空浮空器蒙皮材料特性分析与组合优化

建立了高空浮空器蒙皮材料特性分析与组合优化方法,重点研究了蒙皮材料功能涂层热学特性与承力层力学特性之间的耦合作用关系,基于特定工况进行蒙皮材料分析优化,获得了基于Vectran平编承力层和镀铝PET薄膜功能涂层的高空浮空器蒙皮材料优化方案,并通过高空飞行试验验证蒙皮材料优化方案的可行性.结果表明,采用该方法获得的蒙皮材料优选方案合理,为浮空器耐压和高空长时间驻留设计提供了技术支持.

某型飞艇外形多目标优化设计及其决策

飞艇的外形设计直接影响了飞艇的飞行性能、气动特性以及结构重量。文中以飞艇的阻力最小以及结构重量最轻作为优化目标,采用多目标粒子群优化算法对某型飞艇的外形进行了多目标优化设计。实际工程设计中,存在的诸多扰动因素会影响设计方案的性能。由于飞艇体积庞大且气囊为柔性材料,扰动因素对于飞艇的性能影响尤为明显。为此,文中提出了一种"基于信噪比的多目标决策方法"。该决策方法以信噪比为准则,不仅可以方便地对多个设计方案进行评价和排序,而且考虑到了工程实际中误差的客观存在,具有较大的工程应用价值。采用基于信噪比的多目标决策方法,从飞艇外形多目标优化的非劣解集中选择出最稳健的设计作为该型飞艇外形的最终设计方案。

芳纶基质飞艇气囊囊体材料的制备研究

采用热熔层压工艺成功制备出以芳纶平纹布为基质承力层,单面覆和双面覆EVAL膜气密层的飞艇气囊囊体材料试样,并对其性能进行了测试分析。结果表明:二者抗拉伸断裂强力>1790N/cm、膜/布抗剥离强力>5.5N/cm、氦气透气量<0.012L/(m.24h.1atm),均符合飞艇气囊使用要求。

柔性飞艇主气囊不稳定构型阶段力学性能分析

为了揭示柔性飞艇主气囊不稳定构型阶段的力学性能,首先基于迭代薄膜性能法(IMP)编制可分析薄膜褶皱的子程序,通过对比不同单元类型充气管变形结果,找出一种合理的单元类型进行不稳定构型主气囊模拟.在此基础上,以9m柔性飞艇主气囊简化模型为对象,对简化模型在不同约束状态下不稳定构型阶段外形及应力进行分析.研究表明:气压梯度和模型约束是柔性飞艇主气囊在不稳定构型阶段力学性能的重要影响因素,模型从稳定构型到不稳定构型阶段开始的一段时间,形状变化不大,中间阶段模型发生较大的形状改变.不稳定构型阶段在约束部位较稳定构型时更容易发生强度破坏.研究结果对柔性平流层飞艇主气囊结构设计具有参考价值.

动态过程的飞艇排气特性分析

在体积可变的情况下,针对一次排气过程中压差和艇囊体积的动态变化,利用伯努利方程和气体状态方程,揭示了飞艇的排气特性,即压差的平方根随时间线性下降。进而提出一种排气阀效率和艇体变形的实验方法,可在飞艇集成测试中同步完成。试验校验了飞艇的排气特性,且飞艇体积变形率与压差成正比,排气阀效率与标定结果一致。本文的结果可为飞艇总体设计、压力和浮力控制提供参考。

基于压差梯度的平流层飞艇艇囊应力计算和仿真

平流层飞艇体积庞大,艇囊表面曲率小,因而蒙皮材料的局部应力集中极易导致飞艇艇囊蒙皮发生过大变形而迅速超压损伤破坏.基于飞艇艇囊内外压力压差梯度载荷条件,建立飞艇艇囊蒙皮受内外压差真实工况下环向与轴向应力的理论计算模型,构建飞艇蒙皮应力分析的Von Mises强度准则.并采用ABAQUS有限元软件非线性仿真艇囊蒙皮分别在超压300,500,800Pa载荷下的各点环向的Von Mises应力状况.仿真结果与理论模型计算的应力值基本保持一致,飞艇艇囊蒙皮环向Von Mises应力呈现随压差梯度增大而递增的规律,而轴向Von Mises应力大小由环向Von Mises应力、蒙皮局部经纬向曲率共同决定,且两方向的Von Mises应力均与超压载荷大小成正相关关系,为飞艇艇囊蒙皮超压应力评估和强度计算提供基础性研究.

飞艇囊体材料的研究进展

介绍了飞艇在民用、军事领域的主要作用,我国飞艇事业的发展情况,并对飞艇囊体材料的发展及研制情况作了详细总结,最后提出现代飞艇囊体材料的研究与研制过程中还应该重点考虑的一些问题,及对飞艇领域前景的展望。

三角形微沟槽飞艇蒙皮表面的流场分析

微米尺度的沟槽是临近空间飞艇大面积减阻的一种可行的减阻形式.以临近空间飞艇减阻为研究背景,通过采用k-ωSST湍流模式,对微米尺度的三角形沟槽进行了流场分析,得到了三角形沟槽壁面流的速度场和压力场.通过计算不同尺寸三角形微沟槽的减阻率和沟槽内的流线形状,分析了微米尺度沟槽的减阻机理和不同沟槽尺寸对减阻能力的影响.研究表明,沟槽内的流线形状对沟槽的减阻能力有重要影响,尺寸合适的沟槽可以减小流体和壁面之间的切应力,减小流动阻力,对临近空间飞艇的蒙皮设计和减阻研究提供了一定参考.

临近空间环境对飞艇蒙皮织物材料力学性能的影响研究

目的研究飞艇蒙皮材料在临近空间环境下的力学特性。方法根据临近空间环境的特征参数,制定空间环境地面模拟实验方案,包括高低温、紫外环境和臭氧环境下地面模拟实验方案。然后以聚氨酯涂覆Nylon织物为例,研究临近空间环境对飞艇蒙皮材料力学特性的影响,并通过红外红外光谱和原子力显微镜研究其影响机理。结果与未经高低温循环相比,弹性模量增加了11%,拉伸强度的最大变化不超过5%;经过48~240h紫外线辐照后,弹性模量提高了22%~34%,拉伸强度几乎没有变化;通过臭氧老化后,材料弹性模量的增加幅值约为6%,拉伸强度逐渐降低。结论紫外辐射对于聚氨酯涂覆Nylon织物材料弹性模量的提升效应大于高低温和臭氧老化,但对其强度的影响明显小于高低温和臭氧老化,臭氧老化对材料强度影响大于高低温和紫外辐射。

平流层飞艇囊体材料的发展现状及关键技术

囊体材料的研制是发展平流层飞艇的关键技术之一。介绍了平流层飞艇囊体材料的结构组成及性能特点,对飞艇囊体材料国内外的发展及研究情况做了详细总结,分析了飞艇囊体材料实现国产化需要突破的主要关键技术。

PBO基质平流层飞艇蒙皮材料的制备研究

以聚对苯撑苯并二恶唑(PBO)平纹织物为承重层、聚氟乙烯(PVF)薄膜为阻氦/耐候层,采用层压复合工艺制备了无镀铝聚酯薄膜和含镀铝聚酯薄膜两种平流层飞艇蒙皮材料试样。对试样进行性能测试,结果表明两种材料均满足面密度<230g/m2、氦气渗透率<0.5L/(m2·24h·0.1MPa)的要求,无铝蒙皮材料的抗拉强度>1000N/cm,强度性能也满足要求。

双轴椭球体柔性飞艇外气囊膜剪裁设计与分析方法

介绍了双轴椭球体柔性飞艇外气囊解析数值特征,并根据外气囊结构特性和膜材特性,论述了外气囊膜裁剪设计方法.采用测地线方法对飞艇外气囊膜进行裁剪,将不可展空间膜面转化为可展膜片,然后应用三次样条函数拟合膜片边界得到加工放样膜片,最后应用线性比例补偿方法,对外气囊正常工作气压下膜面受力产生的应变进行补偿设计.本文研究工作对飞艇设计开发具有指导价值.