基于MSC/PATRAN的飞机结构强度静力试验数据实时跟踪与处理系统开发

在Windows环境下,以MSC/PATRAN为平台,利用平台提供的二次开发语言PCL(Patran Command Language),并结合C++语言,通过客户化、增设特定的命令和窗体等技术开发了飞机结构强度静力试验数据实时跟踪与处理系统TestDTAS(Test Data Tracking,Analyzing and Processing System)。在结构试验进行中,TestDTAS可以实时地监测结构试验件中应力和位移的变化情况,并与理论分析结果进行对比,而在试验结束后,TestDTAS可以进行试验数据回放和分析,从而将试验与理论分析有机的结合在一起,对结构静力试验和结构设计有很高的实用价值。

老龄飞机MSD结构剩余强度评定技术

讨论了多部位损伤(MSD)对结构安全性的影响和MSD结构安全性评定所赋予的新内容。通过等距等长共线孔孔边裂纹平板和等距等长共线裂纹平板的剩余强度计算,研究分析了MSD结构剩余强度评定中裂纹之间的相互作用、材料塑性、裂纹连通准则和破坏准则等关键技术。

飞机典型结构(紧固孔)原始疲劳质量研究

本文介绍了一个定量地确定飞机结构细节(紧固孔)的原始疲劳质量的工程方法。用“当量初始缺陷尺寸分布”表征在一个或多个结构细节中真实初始缺陷的当量影响。用“使用裂纹扩展控制曲线”描述这一分布的扩展规律。用“裂纹超出量概率”定量地确定细节疲劳开裂的损伤度。这一工程方法原则上也适用于其它的结构细节,如几何不连续处、圆角及耳片等。本文编制了参数优化的计算机程序,并进行了大量试验研究,计算结果证实了这一工程方法的适用性、

制定飞机结构声疲劳载荷谱的方法研究

介绍了现用的制定声载荷谱的方法，并在使用状态时间进行归纳的过程中解决了针对倍频程或１／３倍频程声压级分析结果进行归纳的具体方法。

腐蚀环境下2024-T3铝合金疲劳裂纹扩展和剩余强度实验研究

对2024-T3铝合金在5种典型实验室环境和3种组合环境下的疲劳裂纹扩展和剩余强度进行了实验研究。通过实验获得的裂纹扩展数据,对Paris公式进行条件拟合,得到各种环境下的裂纹扩展常数,并作了对比分析。结果表明,腐蚀环境的参与使2024-T3铝合金的疲劳裂纹扩展速率明显加快,不同腐蚀环境对疲劳裂纹扩展速率的影响程度不同,其影响的严重程度由重到轻依次为:油箱结构区、厨房与厕所、油箱积存水、盐水、潮湿空气、高空环境、干燥空气。实验数据还进一步表明,腐蚀介质对临界裂纹长度的影响很小,说明环境对剩余强度能力无直接影响。

含裂纹结构剩余强度的一种估算方法

剩余强度分析对结构断裂安全性评价十分重要。现有的剩余强度分析方法中 ,Feddersen工程分析法具有代表性 ,它对简单含裂纹结构比较有效。但这类方法一般需要预先得到弹性断裂应力的连续曲线 ,才有可能进行短裂纹阶段的弹塑性修正和长裂纹时的净截面屈服修正 ,使用不方便 ,有时甚至不适用。本文认为含裂纹结构的破坏是静力学模式破坏和断裂力学模式破坏共同作用的结果 ,从而建议一种结构剩余强度的实用估算方法。通过表观断裂韧度准则确定的弹性断裂强度和净截面全面屈服后的静力学破坏强度的结合 ,估算剩余强度许用值。该方法可以方便地估算任意时刻的剩余强度。分别进行含中心裂纹的有限宽板和含裂纹耳片结构的剩余强度试验 ,并与估算结果进行比较 ,表明本文方法预测精度良好 ,有望推广到其他结构形式。文中强调 。

基于互相关函数幅值向量的结构损伤定位方法研究

在利用互相关函数幅值向量(Correlation Function Amp litude Vector,CorV)进行结构损伤检测的方法基础上,进一步提出了利用互相关函数幅值向量来确定受损结构的损伤位置的方法。通过在随机激励下不同测点的时域响应求得结构互相关函数幅值向量后,对损伤前后结构的互相关函数幅值向量进行二阶差分处理,根据差分处理后的互相关函数幅值向量分布图可以直观地判别出结构损伤的位置。用一个四边固支板和一个四层楼房基准模型的损伤定位为算例,验证了所提出方法的有效性和准确性。算例表明,用所提出的方法只需要测量结构受随机激励的时域响应,就可同时确定多处结构损伤的位置,且具有较好的抗测量噪声能力。因此,所提出的方法可应用于环境随机激励下的结构健康监测技术。

飞机疲劳载荷谱试验研究

介绍了在战斗机谱载作用下的３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ和ＬＹ１２ＣＺ试件的裂纹形成寿命试验，以及在运输机谱载作用下的３０ＣｒＭｎＳｉＡ和ＬＹ１２ＣＺ试件的裂纹扩展寿命试验。对影响疲劳寿命的主要参数，如高载截取、低载截除、载荷顺序以及不同载荷谱型对寿命的影响进行了讨论，得出了一些有重要意义的结论。

电流变液在飞机操纵面颤振半主动控制中的应用研究

利用电流变液这种智能材料的物理效应及力学性能 ,根据可控阻尼介质的特殊应用要求 ,研制出一种零电场低粘度且可控粘度变化范围较大的电流变液。并设计制作了一种多层滑动极板式阻尼铰 ,将其用于机翼操纵面的颤振半主动控制 ,使所研究模型的颤振临界速度提高了 36.3%。研究结果表明 ,电流变阻尼器可用于机翼操纵面颤振控制研究中。

梁板结构埋入压电片的深度和厚度优化研究

根据梁的弯曲变形理论 ,以及压电材料的压电效应 ,对压电复合材料梁结构的应变和应力状态进行了分析。推导了压电材料埋入梁结构时其埋入深度和压电材料本身厚度的优化目标函数。根据优化目标函数 ,绘制出了在给定的基体材料和压电材料弹性模量比之下 ,压电材料的驱动力矩随埋入深度和压电材料厚度变化的三维曲面和等高线图 ,直观地表示出了埋入型压电材料智能结构获得最佳驱动力矩的配置方案。同时也分析了结构和压电材料两者的弹性模量之比对其结果的影响。结果表明 ,压电材料对于结构的作动力矩与其埋入基体材料的深度、本身厚度以及基体材料和压电材料的弹性模量之比都有着密切的联系。同时将结果也推广到了压电板结构 ,此时压电材料和基体材料的泊松比对其结果也有一定的影响。

飞机结构EDR/ADR评定专家系统设计与实现

运用专家系统的设计思想和面向对象的程序设计方法 ,分析了飞机结构 EDR/ADR评定和初期检查大纲制定的相关方法和知识表述形式 ,描述了 EDR/ADR评定专家系统设计原理以及EDR/ADR评定专家知识库的设计和实现。研制了飞机结构 EDR/ADR评定及初期检查大纲制定专家系统 。

变体飞行器结构振动特性研究

作为变体飞行器方案之一的折叠翼能使机翼面积发生200%的改变,在飞行中机翼面积发生如此大的变化,会使飞行器的动力学特性复杂化。所以对机翼动力学特性有个清晰的了解是很必要的。在本文中,首先用MSC/PATRAN建立了折叠翼的有限元模型,然后用NASTRAN求解出折叠翼在各折叠角下的主要振动模态。在此基础上对各折叠角下铰链刚度对动力学特性的影响进行了研究。我们发现这种结构上的革新使得机翼动力学特性与固定翼飞机有很大不同。尤其是铰链的存在造成了刚度分布的变化,这使得机翼扭转的动力特性发生了很大变化。

飞机结构弹性对起落架缓冲性能的影响

研究了飞机结构弹性对起落架缓冲性能的影响。建立了计及飞机结构弹性效应的起落架缓冲系统的动力模型和分析方法。应用结果表明，飞机结构弹性效应能降低起落架缓冲系统的过载、位移等，尤其对大、中型飞机主起落架更为明显，如，某Ｙ机主起落架过载降低６％

声处理蜂窝夹层结构在飞机座舱降噪设计中的应用

本文简要介绍了在螺旋桨飞机座舱降噪设计中采用的蜂窝刚度处理技木。通过对蜂窝夹层结构板的声透射理论分析,阐明了利用这种降噪处理方法改善低频螺旋桨飞机座舱噪声环境的原理;给出了机身侧壁壁板试件经过蜂窝刚度处理前后的隔声量试验结果。通过处理前后两种状态下隔声量曲线的比较,表明蜂窝刚度处理对改善机身侧壁壁板低频隔声量的效果。

飞机壁板结构的声疲劳计算及试验

1.引言 飞机结构所承受的噪声载荷声压级超过130dB时,经较长时间激励,往往在噪声诱导应力较大的区域里产生疲劳破坏。而在各种类型的结构件中声疲劳破坏的相对发生率以蒙皮壁板结构为最高。 本文采用矩形铝合金平板来模拟蒙皮壁板结构(图1),对其进行了声疲劳寿命计算与试验研究.

基于概率疲劳的结构耐久性分析方法研究

从概率疲劳和概率断裂力学角度出发，以结构细节疲劳特征强度为基础表示结构的疲劳特性，给出了结构细节疲劳特征强度随裂纹长度变化的数学表达式，对整个ＳＮ曲线的特征作了更深入的探讨。

螺接结构腐蚀疲劳寿命估算方法研究

１结构细节腐蚀疲劳额定值的确定［１］试件的螺接件，板材为ＬＣ４ＣＳ，螺栓材料为３０ＧｒＭｎＳｉＡ。试件浸泡在３．５％ＮａＣｌ溶液中。结构细节疲劳额定值的确定选用两点法，即在Ｎ９５／９５＝１０５两边分别作一组试验（Ｒ＝０．０６）。表１给出了两级应力水平...

含多裂纹薄壁加筋结构剩余强度试验与统计分析

采用“断裂丝法”与“应力强度因子片法”测得某机翼下壁板的加筋结构的应力强度因子与剩余强度。依据１２块试件的试验结果进行统计处理，获得概率剩余强度曲线。

基于位移和应力灵敏度的结构拓扑优化设计

针对仅有应力约束以及含位移和应力约束的重量最小结构拓扑优化问题,基于ICM(独立、连续、映射)方法和渐进结构优化方法的思路,提出了一种结构拓扑优化方法.在优化迭代循环的每一轮子循环迭代求解开始时,通过形成和引进新的位移和应力约束限,自动构建设计变量移动限.将结构应力约束归并为几个最可能的有效应力约束,大大减少了应力灵敏度的分析量.另外,建立了单元删除阈值和几轮迭代循环的单元删除策略.为了确保优化迭代中结构非奇异和方法具有增添单元的功能,在结构孔洞和边界周围引入了一层人工材料单元,构建了其等效的优化模型.结合位移和应力灵敏度分析,形成了一种新的连续体结构的拓扑优化方法.给出的算例验证了该方法的正确性和有效性.

飞机加强蒙皮在12.7mm弹丸撞击下的变形与破坏

为了研究飞机蒙皮在12．7mm标准机枪弹丸射击下的损伤，对3mm厚LY-12CZ材料的单蒙皮及其加筋板进行了模拟弹击试验。通过试验研究，建立了一个由高速气炮、弹体与弹托分离机构、连续位移激光测速装置和弹丸回收装置组成的系统并被有效地用于弹丸正撞击试验。通过对四边固支的3mm厚蒙皮用12．7mm直径弹丸进行速度约60-300m／s的正撞击试验，结果表明，靶板从微小损伤到完全击穿；弹击造成的变形区有效直径随弹丸速度的增大呈幂指数趋势下降；弹击引起的变形深度随弹丸撞击速度的增加呈直线下降；靶板上的应变随弹丸速度的增加逐渐降低。弹丸剩余速度随弹丸撞击速度的增加呈直线上升。最后利用DYNA3D程序对单蒙皮及其加筋板进行了弹击数值模拟，模拟结果与弹击试验结果较吻合。