飞机典型结构累积毁伤效应及毁伤机理

飞机在高速武器攻击下的生存力是至关重要的。这一仿真研究的主要目的就是研究某型飞机在未来空中可能遇到的武器威胁。通过模拟研究典型战斗部爆炸产生的冲击波和破片对飞机典型部位的高速冲击毁伤,得出一些有应用价值的结论。本研究针对冲击波单独加载、先冲击波加载-后破片侵彻、先破片侵彻-后冲击波加载3种混合作用模式,分析不同作用模式对结构整体变形和局部破坏的影响规律,探明破片与冲击波混合作用下的典型结构累积毁伤效应。本研究基于FEM-SPH自适应耦合算法,建立了高拟真度飞机典型结构的数值毁伤模型,并开展试验对模型进行了有效性验证。数值仿真研究中,以某典型战斗部为背景,进行了球形破片杀伤元和不同爆炸比距离冲击波杀伤元下飞机典型结构损伤的对比;讨论了钛合金结构不同的损伤情况;最后分析了飞机结构典型毁伤模式、损伤转化条件以及损伤机理。结果表明:在高速破片和冲击波联合毁伤情况下,飞机结构战斗损伤与交会条件高度相关;在冲击波的预先加载下,金属结构出现大范围塑性变形区,后破片侵彻损伤形式多表现为剪切损伤和撕裂损伤。随着冲击波比距离增加,金属结构出现大范围撕裂分离现象。经过冲击波加载下的金属结构强度明显降低,破片剩余速度和剩余质量明显高于单独侵彻情况。而后加载的冲击波会对侵彻产生的破口毁伤形貌进行二次改变,出现边缘撕裂和裂纹拓展现象。本研究结论可为飞机防护性设计提供参考,为部队抢修演练战伤预置提供基本输入。

螺栓法兰连接非线性刚度分析及参数影响研究

级间段对接面的连接刚度是航天器飞行安全性的重要因素,具有构造形式简单、装配可操作性优异等特点的螺栓法兰连接结构在航天器中得到广泛应用。针对外载荷作用下连接结构产生几何突变和结构连续性缺失,构件连接部位因此可能产生局部形变、应力与形变分布不均等问题,以及螺栓预紧力松弛与连接部位的疲劳和蠕变对连接可靠性的影响;提出利用无量纲刚度比和中空圆锥等效模型方法对螺栓非线性刚度进行分析,研究建立了螺栓法兰连接结构模型,利用有限元仿真计算软件,解决了预紧力、法兰厚度等因素与连接刚度的映射关系,同时也进一步研究外载荷作用下螺栓法兰的非线性刚度变化,为后续级间段对接分离设计提供参考。

宽板铆接搭接件腐蚀疲劳特性试验研究

对航空铝合金2A12宽板搭接件进行了基准疲劳试验、预腐蚀疲劳试验、腐蚀-疲劳交替试验,观察搭接件内部腐蚀情况、断口情况;对比分析了三种不同情况的下的结果形成原因;从腐蚀产物、腐蚀形态、裂纹形成位置、能谱分析等方面对试验件进行微观对比分析。结果表明:预腐蚀试验后,试验件疲劳寿命下降明显,腐蚀—疲劳交替试验疲劳寿命最低,腐蚀—疲劳交替试验对试验件的疲劳性能影响较大;预腐蚀试验后,搭接处缝隙内有明显的腐蚀痕迹存在,缝隙环境加重了缝隙内部的腐蚀;裂纹源为韧性断裂,外表面有脆性特征,也存在解裂、二次裂纹等特征;对于腐蚀—疲劳交替试验搭接件,裂纹在界面腐蚀坑处发展,萌生的裂纹呈解理、沿晶等特征;腐蚀和应力的耦合降低了疲劳寿命。

纤维增强树脂基复合材料界面相容性研究现状

纤维增强树脂基复合材料具有高比强度、高比模量、轻质以及可设计性强等性能,已成为目前研究的热点。纤维增强相与树脂基体两相间的界面相容性是决定复合材料的性能及加工工艺的关键因素。综述了树脂对纤维的浸润性、界面元素和化学键、界面剪切强度、界面微观形貌等4项评估材料界面相容性的测试方法,实现对材料界面相容性的全面评估。

不同振动形式下压电俘能结构热弹性耗散研究

通常情况下,压电材料应用于结构中可实现对外界能量的俘获,但是在能量收集过程中,热弹性耗散将对其能量俘获效率产生影响。因此,本文提出了压电俘能结构热弹性耗散特性的研究方法;首先,基于Euler-Bernoulli梁理论,并结合压电结构变形影响时的热传导方程以及压电结构电场方程,推导出在压电热弹性耦合下不同振动形式时结构的控制方程;然后,通过数值计算和仿真分析的方法得出结构的频率漂移及热弹性阻尼的变化,得到了不同振动形式下温度场对压电结构的影响;同时,针对结构几何尺寸对结构热弹性耗散的影响进行了讨论,得到了压电热弹性耦合对压电装置能量俘获的影响。

改性C/C材料梁结构四点弯高温应变光纤传感测量

本文根据梁结构四点弯模型挠度与应变的关系特点,采用自主研制的光纤高温应变复合传感器,在改性C/C材料结构表面用高温无机胶粘贴布设传感器,放入高温挠度试验机进行常温至800℃条件下的四点弯加载试验,获得不同挠度下光纤复合传感器所测的应变数据,并与按四点弯模型计算的参考应变作对比,相对误差1-范数平均值在10%以内。通过有限元进行四点弯模型仿真计算,获得不同挠度下试验件上的应变仿真数据和光纤复合传感器测量的应变仿真数据,二者相对误差为7.56%。高温挠度试验和有限元仿真结果均证明,在测量梁的弯曲应变时,光纤高温应变复合传感器测量结果大于挠度对应的梁的实际应变值,相对误差在10%以内。

高超声速飞行器热结构力热氧试验技术概述

为了解决高超声速飞行器地面热试验中大气富氧环境对试验结果造成的影响,更好的模拟飞行器在高速飞行过程中的力热载荷耦合作用,国内外近年陆续建立了多种试验设施和试验手段。本文简要介绍了典型的力热氧综合试验技术现状及力热氧试验中的热载荷模拟方法,并展望了力热氧综合试验技术发展方向。

强反射和噪声干扰下的脉冲声源成像方法

针对强反射和背景噪声给脉冲声源成像定位辨识带来干扰的问题,本文以波束形成算法为基础,提出一种在强反射和噪声干扰下的脉冲声源成像方法。不同于常规的有效值输出模式的波束形成方法,本文在将各传声器阵列信号时延叠加后,以叠加信号的最大绝对值作为波束形成的输出,能够提高波束形成方法在强反射和背景噪声干扰下对脉冲声源定位辨识的灵敏度。通过在具有强反射和背景噪声干扰环境下的脉冲声源成像定位实验验证了方法的有效性。

典型冲击载荷下螺栓法兰连接结构失效模拟

基于某含剪力锥销螺栓法兰连接结构,通过模型简化,建立三维有限元模型。模拟了螺栓预紧力加载过程,倾覆力矩和纯剪切两种瞬态载荷下连接结构的失效过程。得到连接结构的失效规律以及在不同载荷下螺栓的失效模式。分析了影响结构失效的因素,并定性给出了提高结构强度的建议。为螺栓法兰连接结构动力学应用设计提供参考。

高温燃气加热器热特性研究

介绍了高温燃气加热器的工作原理,推导了结构在高温燃气作用下的二维共轭传热方程,应用Fluent软件对头锥结构在高温燃气作用下的流动传热特性进行了数值模拟,得到了不同来流温度和速度条件下结构温度分布情况以及外流场流动及传热特性,为高温燃气对流加热试验技术提供依据。

管路系统热-振联合环境试验技术研究

管路系统是飞行器发动机的重要组成部分,在工作过程中经受多种热力学和振动环境,必须经过地面试验以考核管路系统的可靠性。热振联合试验就是考核结构件在热及振动环境下可靠性的一种行之有效的方法。本文分析描述了热振动试验中热、压系统及振动系统的组建方法。该试验技术对类似的综合试验具有指导意义。

求解结构可靠度的直接积分方法

针对一类极限状态函数为随机变量的和差积商的有理函数形式,提出了求解结构可靠度的直接积分方法。给出了一些基本函数的概率密度函数。通过定义中间变量将这类特殊的极限状态函数转化为基本函数的函数,进而求出中间变量的概率密度函数,最终求出极限状态函数的概率密度函数.用积分的方法求出结构可靠度。该方法不用考虑随机变量服从何种概率分布,且计算结果为精确解。

考虑剪切变形时轴向载荷联合作用下压杆屈曲

在考虑剪切变形对压杆弹性屈曲影响的基础上,采用摄动法研究了压杆在轴向压力和轴向均布载荷联合作用下的弹性屈曲问题,推导出了压杆弹性屈曲模态函数和屈曲载荷的特征方程,并讨论分析了剪切变形、轴向压力、轴向均布载荷对压杆屈曲的影响。算例分析表明,摄动法计算的结果与Bessel函数法计算的结果相差较小,剪切变形对压杆在轴向压力和轴向均布载荷联合作用下发生弹性屈曲影响不大。

战神I火箭分离发动机试验成功

美国航空航天局马歇尔航天飞行中心的阿拉巴马州，成功地完成了分离发动机（战神火箭的关键部件）研发试验的第一轮测试。战神Ⅰ是美国宇航局的星座计划中的最初的火箭，这个项目负责研发宇航员进行未来探索航行的飞行器。

复合材料层合结构铺层顺序优化设计的免疫遗传算法

本文利用生物免疫系统对抗体浓度调节原理,提出了一种用于组合优化的免疫选择概率算子,同时考虑了抗体调节加权系数随搜索进行动态变化。对给定的复合材料层压板,以几何因子为优化对象,应用免疫遗传算法进行了铺层顺序的优化。应用四种不同遗传算法,对算例的优化结果进行了统计分析,结果表明:本文算法的成功率高,首次获全局最优解的迭代次数少,并能使种群收敛于全局最优解。

某型飞机实测起落架着陆载荷谱分析

着陆撞击是飞机起落架最重要的载荷情况之一。通过实测数据分析得出某型飞机前、主起落架着陆撞击载荷谱,包括垂直载荷系数谱、起转与回弹载荷系数谱、侧向载荷系数谱及下沉速度谱等。并给出了一些载荷的特点及回归结果。此外,对起落架载荷测试方法亦进行了简单介绍。

叶盘结构振动应力数值预测方法研究

给出了叶盘结构振动应力数值预测方法。首先计算了协调叶盘结构在设计转速下、气动力作用下的振动应力,然后根据错频方案,研究了叶盘振动特性,对其振动应力进行预测,并对不同错频方案的计算结果进行了对比分析。认为错频对振动应力的影响正比于其对振动位移(振幅)的影响,可以从系统最大位移的角度来评估叶盘转子失效的风险。

瞬态加热条件下高温应变计测量误差的修正方法

主要介绍飞机、火箭等宇航飞行器,在瞬态快速加热条件下用高温应变计测量结构或部件应变时,测量结果的误差修正方法。