典型壁板结构爆炸冲击实验与仿真研究

空空导弹战斗部爆炸产生的爆炸冲击波毁伤源对飞机蒙皮结构的损伤效果受多种因素影响,作用机理较为复杂,因此冲击波对飞机蒙皮结构的毁伤评估需要大量的实验和计算样本支撑。本文设计并进行铝合金加筋平板静爆实验,分析固支加筋平板在冲击波加载下的动态响应和变形规律;采用有限元分析软件LS-DYNA对爆炸冲击下的结构响应进行仿真分析,通过对比仿真结果与实验结果对数值仿真模型的准确性进行验证。结果表明:孔洞面积占该形式加筋平板面积大于1‰时,靶板更容易发生以固支边界撕裂为主要形式的拉伸失效,增大孔径或增加孔的数量都有提高孔间贯穿损伤的风险;同爆距下爆炸物与目标迎爆面的夹角越大,靶板的变形程度越严重,夹角从30°增大至60°时目标挠度可增加30%以上。

舰载飞机起降装置动力学试验研究进展

舰载飞机起降阶段通常被认为是事故率最高的阶段,其特殊的起降环境导致舰载机起飞和拦阻着舰的过程相较于陆基飞机更加复杂,所涉及的动力学问题一直是国内外相关研究人员的研究热点。从舰载机起落架和拦阻钩等起降装置着手,重点对舰载机起落架动力学试验、拦阻钩动力学试验以及全机落震试验进行了综述,详细地论述了舰载飞机起降过程涉及到的关键动力学试验问题及其研究现状。最后,对舰载飞机起降装置动力学试验研究的发展进行了总结和展望。

典型航空器结构抗冰雹、仿真鸟弹冲击特性及其对比研究

为研究典型航空水平安定面和机翼前缘结构抗冰雹和仿真鸟弹冲击特性,通过D80空气炮系统开展相关试验,研究弹体速度和结构类型对抗冰雹、仿真鸟弹冲击特性的影响,并基于经验证的有限元模型,开展机翼前缘结构抗等动能冰雹、仿真鸟弹冲击对比研究。结果表明:随着弹动能的增加,撞击凹坑深度及塑性变形区域越大,且远远大于弹的直径;撞击后不同规格机翼前缘结构变形趋势一致,但前缘曲率越大,凹坑深度及塑性变形区域越大;在等动能弹冲击下,仿真鸟弹和冰雹在典型航空器结构上形成的凹坑形式及撞击力-时间曲线趋势是一致的,但仿真鸟弹撞击凹坑尺寸及撞击力载荷峰值更大。因此,同等条件下仿真鸟弹的威胁性更大,结构设计中需作为主要考虑因素。

作战飞机关键结构易损性评估方法研究进展与展望

作战生存力是作战飞机的关键设计指标,分为敏感性和易损性两大研究领域。易损性侧重研究飞机被毁伤威胁命中之后的毁伤特性,常用的度量指标为命中条件下的杀伤概率或易损面积。结构平台是作战飞机功能的载体,结构易损性是飞机易损性的基础,设计规范对结构易损性提出了明确的要求,试验和数值方法是结构易损性评估的主要手段。本文介绍了飞机结构易损性研究的流程,梳理了相关设计规范的要求和研究体系,归类了主要的毁伤威胁和杀伤模式,给出了结构易损性建模与关键结构确定方法,梳理了易损性评价准则和评估方法。总结了燃油箱和操纵面等关键结构在典型毁伤效应作用下的易损性评估方法,以及多毁伤效应耦合作用下的易损性评估方法。结合先进航空结构技术和新质毁伤技术的发展,对结构易损性评估方法的发展方向和重点进行了展望。

航空材料的冲击疲劳问题研究进展与展望

材料的冲击疲劳问题在航空工程中大量存在,舰载机的弹射起飞、拦阻着舰都是典型的冲击疲劳问题。本文梳理了冲击疲劳概念的早期发展历程,综述了自2000年以来冲击疲劳领域的主要研究进展,包括材料冲击疲劳性能的主要影响因素、材料冲击疲劳试验方法、冲击疲劳的损伤表征和寿命预计以及冲击疲劳问题的数值计算方法等,指出材料的微观结构、边界条件、使用环境、冲击载荷类型等对冲击疲劳性能有显著影响。总结了航空工程中冲击疲劳问题面临的主要挑战,并结合未来工程结构设计的需求,展望了航空领域冲击疲劳技术的未来发展方向。

结构冲击畸变问题的直接相似方法研究

结构受冲击时由不同材料引起比例模型与全尺寸原型的畸变,通常通过修正比例模型的速度或密度进行补偿.然而传统的修正方法,存在需预先测试结构响应、依赖特殊本构方程、不能反映动态过程的缺陷,因而限制了相似理论在比例模型试验中的直接应用.本文提出了一种不同材料畸变问题的直接相似方法.它通过建立应变率区间上比例模型预测的流动屈服应力与原型流动屈服应力的最佳逼近关系,直接获得了修正速度或修正密度的比例因子,完成了比例模型与原型的动态相似关系.基于Norton-Hoff,Cowper-Symonds,Johnson-Cook三种经典的本构模型,研究了材料应变率敏感性特征参数、参考应变率、屈服应力、密度在动态相似关系中的作用.并通过受质量冲击的折板结构算例,验证了直接相似方法的有效性.分析表明,本文提出的直接相似方法不需要预先测试结构的响应,不依赖特殊的本构方程、强调动态相似特性,具有直接、高效、通用的特点.此外,动态相似关系的最佳逼近效果,受材料应变率敏感性特征参数控制,屈服应力、密度和参考应变率影响不大;当比例模型应变率敏感性特征参数与原型相近,可获得最佳逼近.

充液格栅结构抗射弹冲击特性研究

为研究充液格栅结构抗射弹冲击特性,基于二级空气炮系统开展1×1、3×3和5×5格栅结构抗射弹冲击实验,获得射弹速度变化和壁板应变等物理量,并通过LS-DYNA有限元软件,建立经实验验证的有限元模型,研究射弹速度全场变化、壁板变形等。结果表明:格栅结构后壁板变形最严重,且壁板下半部分变形大于上半部分;在内部壁板变形和流体对前壁板的共同作用下,5×5格栅结构前壁板变形趋势与1×1和3×3格栅结构不同;格栅结构在射弹冲击过程中获得的总能量随格栅数量的增加而增加,但内部壁板变形耗散更多的能量,导致格栅外部壁板变形反而减小,提高了结构的抗毁伤能力。

基于旋转内凹六边形的负泊松比结构力学性能研究

为提升负泊松比结构的力学性能,基于旋转刚体结构与内凹多边形结构的变形机理,将常规内凹六边形旋转一定角度,得到旋转内凹六边形负泊松比结构。首先,推导了该结构的相对密度、等效弹性模量、等效泊松比等等效性能的理论公式,并通过仿真计算加以验证。利用有限元软件LS-Dyna进行模拟计算,对比分析了旋转内凹六边形与常规内凹六边形在不同冲击速度下的动力学特性,讨论了旋转内凹六边形负泊松比结构的吸能特性与胞壁厚度、旋转角度、夹角等结构参数之间的关系。结果表明,该结构的名义应力-应变曲线具有多段平台应力特征,与同质量的常规结构相比,该结构平台应力段更长,能量吸收性能更优异。该研究为提升多胞结构的抗冲击动力学性能提供了思路。

仿生腿式地形自适应起落架构型与动力学分析

针对垂直起降飞行器在复杂地形环境下实现平稳着陆的难题,利用仿生学设计理念,以无人直升机为对象,设计了一种基于多连杆机构设计的仿生腿式起落架系统。通过对腿部机构进行运动学分析和动力学分析,建立相关模型,在此基础上,进行仿生腿式起落架的运动控制。首先,从无人直升机的着陆稳定性和承载能力出发,对仿生腿式起落架机械构型进行分析,并介绍了腿部各部分结构。然后,针对仿生腿腿部结构,通过几何法完成对腿部正运动学和逆运动学的求解,建立足端位置与驱动关节角度之间的映射关系。最后,基于运动学模型及四连杆运动学特性,对机体和单腿进行了动力学分析,并建模。通过建立的运动学和动力学模型,结合设计的起落架结构,完成动力学仿真,实现了仿生腿式起落架在复杂地形环境下的平稳着陆,验证了结构的合理性和模型的准确性。

充液格栅结构抗射弹冲击数值模拟研究

为研究充液格栅结构抗射弹冲击性能,基于经验证的充液箱体抗射弹冲击动力学建模方法,建立典型充液格栅结构抗射弹冲击有限元模型,分析射弹初速度、充液比例、流体液面压力以及流体黏性等对冲击过程中射弹速度衰减变化规律、形成的空腔形态以及流固耦合作用下格栅结构前、后壁板变形的影响。结果表明:射弹动能损失与充液比例基本没有关系,但与射弹初速度、液面压力和流体黏性与射弹动能损失正相关;后壁板的变形程度大于前壁板的变形,壁板变形程度与充液比例、射弹速度和液面压力正相关;射弹冲击下,充液比例越高、射弹初始速度越高、液面压力越高、流体黏性越大,充液格栅结构越容易发生失效。

座椅约束下航空假人垂直冲击动态响应特性研究

该文采用试验和仿真相结合的方法,研究垂直冲击下航空假人的动态响应特性。首先开展14 g和19 g滑台冲击试验,对比不同冲击载荷下航空假人的腰椎响应。然后建立航空假人/座椅约束系统分析模型并验证其有效性,研究椅背倾角、座椅俯仰角对乘员腰椎、座椅响应的影响。结果表明:19 g与14 g脉冲下的乘员腰椎峰值压缩载荷、椅盆峰值纵向摩擦力及椅盆峰值压力比值均大于加载脉冲峰值比值,因此腰椎压缩载荷、椅盆纵向摩擦力及椅盆压力对加载脉冲峰值均有放大效应,14 g脉冲持续时间长,腰椎的Y向峰值力矩大于19 g脉冲;乘员腰椎峰值压缩载荷、椅盆峰值压力与椅背倾角均呈2次函数关系,在椅背倾角为110°附近时,乘员的腰椎受伤的风险最大;乘员腰椎峰值压缩载荷、椅盆峰值压力随座椅俯仰角的增大而增大,呈2次函数关系,增长逐渐趋于平缓。

金属材料与结构冲击疲劳问题研究综述

航空、航海、枪械及石油开采等领域的一些金属结构件,常常会承受多次冲击载荷,形成冲击疲劳失效。材料与结构在冲击疲劳载荷下的失效特性往往不同于常规疲劳失效,不能沿用常规疲劳试验测试与寿命分析方法进行冲击疲劳性能测试与寿命预估。为了充分认识和了解目前关于金属材料的冲击疲劳特性,以及冲击疲劳试验测试方法和理论分析方法,本文综述了国内外关于金属材料冲击疲劳的研究进展,概述了冲击疲劳试验测试设备及方法、影响材料冲击疲劳性能的主要因素,以及金属材料冲击疲劳寿命的预估方法。

非漂浮型和漂浮型航空座椅垫动态压缩力学性能研究

为研究航空座椅垫的动态压缩力学性能,基于非漂浮型和漂浮型两型航空座椅垫,考虑4种非漂浮层材料密度和4种漂浮层材料占比的影响,通过电子万能实验机与高速液压伺服实验机开展准静态和动态压缩特性实验,研究座椅垫的变形过程、率敏感性、能量吸收和能量损耗等变化规律。结果表明:航空座椅垫压缩实验重复性较好;座椅垫材料具有明显的非线性特性、迟滞效应与超弹性特性,且弹性模量较小;座椅垫材料率敏感性较为明显,应变率参数与非漂浮层密度正相关,与漂浮层占比负相关;峰值能量与应变率、漂浮层占比及非漂浮层密度均正相关;能量损耗比与应变率正相关,与漂浮层占比和非漂浮层密度负相关,且漂浮层材料占比起主导作用。

毫米级球状沙尘颗粒连续冲击损伤的力学模型与数值模拟研究

在服役环境中,航空发动机叶片易受到沙尘颗粒的连续冲击作用,产生凹陷、撕裂、微裂纹等损伤,从而影响其高周疲劳性能。为保证航空发动机的结构完整性和安全可靠性,有必要深入分析沙尘颗粒连续冲击对叶片造成的影响。本文基于损伤力学理论,开展了毫米级球状沙尘颗粒连续冲击损伤的力学模型与数值模拟研究。首先,推导了损伤耦合的J-C本构模型和连续冲击损伤模型,给出了材料参数的标定方法。其次,基于ABAQUS平台,编写Vufield子程序和Python脚本,实现了连续冲击损伤的数值计算。通过将计算结果与文献中的试验数据进行对比,验证了该方法的有效性。最后,分别进行单个和多个沙粒连续冲击的数值模拟,分析了冲击变形、残余应力和冲击损伤的变化规律。单个沙粒连续冲击叶片的计算结果表明,冲击凹坑深度、冲击残余应力的影响跨度及最大冲击损伤随冲击速度、沙粒尺寸和冲击次数的增大而增大。针对两种不同的随机冲击方式,多个沙粒连续冲击叶片的计算结果表明,沙粒个数越多,最大冲击凹坑深度越深,冲击损伤主要发生在沙粒与叶片接触部位,冲击损伤随冲击次数变化呈阶段性突增。

装甲车座椅抗地雷爆炸冲击模拟试验方法研究

针对装甲车辆防雷座椅在研发/设计优化和定型量产等阶段的性能测试需求和爆轰波的波形特点,提出了此类座椅的抗爆炸冲击试验模拟方法,并搭建了试验装置和测试系统;解决了座椅抗爆炸冲击试验过程中的爆炸冲击波形模拟、安装连接方式设计、测试验证方案确定等技术问题;通过多型号防雷座椅试验对该方法及试验装置进行验证,并以某型试验的结果为例,对测试结果进行详细分析与说明。结果表明,该试验模拟方法可行,构建的试验系统稳定、可靠,可用于防雷座椅抗爆炸冲击性能的测试,进而通过测试数据分析给出了座椅系统的缓冲性能和乘员的脊柱损伤程度测试方法。

多连杆混联仿生腿式起落架设计与着陆实验研究

针对垂直起降飞行器对着陆场地的硬度及平整性要求高、传统起落架智能化程度低的问题,设计了一种基于多连杆混联机构的仿生腿式地形自适应起落架。首先针对单腿的设计构型进行驱动力矩分析与机构优化,在此基础上完成结构设计。其次基于设计构型提出了相应的驱动与运动控制算法,建立控制系统,并针对四腿机构进行着陆仿真。最后以多旋翼无人机为对象,设计了一套仿生起落架系统,与多旋翼无人机形成了整体的验证平台,实现地形识别-飞控-多腿控制融合设计,完成了搭建结构化地形的自适应着陆实验。研究结果表明,多连杆混联式仿生起落架设计方法可应用于垂直起降飞行器起落架的设计中,完成设计载重的斜坡、台阶、凹凸地面等复杂地形的着陆,具备自适应着陆的能力。

中性盐雾腐蚀对AA 6061-T6铝合金冲击疲劳寿命的影响研究

航空铝合金材料在实际应用中经常受到环境腐蚀与重复冲击载荷的联合作用,出现腐蚀损伤并引发冲击疲劳破坏。本文通过盐雾腐蚀试验、落锤冲击试验、SEM扫描表征等方法,研究了在不同盐雾腐蚀时长下AA 6061-T6铝合金的腐蚀损伤,以及不同冲击能量对AA 6061-T6铝合金缺口三点弯曲试样的冲击疲劳寿命的影响,并探讨了盐雾腐蚀对材料的冲击损伤机理的影响。试验结果显示,试样U形缺口处的损伤程度随着盐雾腐蚀时长的增加而加剧,腐蚀时间越久,点蚀坑越深,并伴随生成大量的腐蚀微裂纹;随着冲击能量增加,缺口三点弯曲试样的冲击疲劳寿命呈明显降低的趋势,并且不同轧制方向的AA 6061-T6铝合金试样的冲击疲劳寿命具有显著差异;盐雾腐蚀48h试样的冲击疲劳寿命略高于未腐蚀试样的寿命,呈现寿命反常现象,但随着盐雾腐蚀时间继续增加,试样的冲击疲劳寿命又逐渐下降。

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。

航空铆钉动态加载失效实验

为研究航空铆钉连接元件在动态加载下的失效模式,依托高速液压伺服材料试验机,通过特殊设计的实验夹具,进行了6类航空铆钉在不同加载速度和不同加载模式下的动态失效实验,获得了铆钉元件在纯拉伸加载、纯剪切加载、30°拉-剪耦合加载和60°拉-剪耦合加载状态下的失效实验数据。实验结果表明,铆钉元件的失效模式和失效载荷与加载速度、载荷的作用形式密切相关,并基于实验结果拟合得到铆钉元件的失效本构参数,获得了可表征铆钉在一般情形下失效的本构方程。

2A16铝合金中应变率力学性能研究

为研究2A16铝合金的中应变率力学性能及热处理状态对其应变率敏感性的影响,利用电子万能试验机和高速液压伺服试验机对其(O状态和T4状态)进行常温下准静态和中应变率力学性能试验,得到不同应变率下的应力应变曲线,并基于修正的Johnson-Cook本构模型对其进行拟合。结果表明:在应变率10^(-4)~10~2s^(-1)内,热处理状态对2A16铝合金的应变率敏感性有较大影响,其中2A16-O状态铝合金的应变率敏感性较强,而2A16-T4状态铝合金的应变率敏感性较弱,但两种材料均具有较强的应变硬化效应;此外,修正Johnson-Cook本构模型的拟合结果与试验结果吻合很好,能够很好表征材料的动态力学行为。