摘要：钢丝绳隔振器可以缓解卫星运输过程中振动产生的危害,但其缺少试验基础研究,无法提供仿真输入,难以准确实现卫星损伤仿真。针对此问题,对T型钢丝绳隔振器刚度及阻尼特性进行了理论分析和试验研究。首先,对钢丝绳隔振器系统的力学特性进行了理论分析,建立了理想的迟滞回环曲线;其次,建立了钢丝绳隔振器静刚度和动刚度力学测试系统;最后,通过准静态加载以构建静刚度条件下压缩、横滚、剪切状态力和位移的关系。在预承载力为5 kN、振幅为1 mm条件下,分别测试了激振频率5~8 Hz条件下的动刚度性能。结果表明:准静态加载条件下,钢丝绳隔振器的力和位移关系较为稳定;动刚度条件下,在5~8 Hz频率之间,动刚度变化较为稳定;等效阻尼随着激振频率的增加而增加。

摘要：本文对复合材料帽形加筋壁板后屈曲破坏过程中粘接面失效问题开展了研究。首先设计并完成了无缺陷、含预埋缺陷的帽形单筋板四点弯曲试验以表征加筋壁板典型区域的后屈曲失效;然后基于数值模拟方法,利用内聚力模型(CZM)对无缺陷和含预埋缺陷试件弯曲受载时的界面脱黏进行了渐进破坏分析。结果表明:采用cohesive单元和考虑厚度方向压缩影响的层间失效准则方法建立有限元模型可以很好地模拟复合材料加筋结构界面脱黏;凸缘-蒙皮预埋缺陷对帽形加筋壁板起裂载荷基本没有影响,筋条内角和填充区界面预埋缺陷会显著降低帽形加筋板的承载能力,但起始裂纹均发生在筋条内角和填充区的粘接界面。

摘要：以民机结构试验机身垂向加载方式为研究对象,分析对比了3种加载方案(蒙皮胶布带加载、客舱地板单层加载、客舱和货舱双层地板结构加载)。结果表明双层地板结构加载方案能够更真实地模拟机身框结构内力分布,更适合作为全机结构试验机身加载方案。在此基础上提出了基于地板结构的机身双层双向加载技术。通过开发一种机身载荷施加策略及配套的加载装置设计技术,解决了固定杠杆比加载系统实现不同工况机身有效加载的问题,并通过全尺寸模拟试验,证明加载装置末端节点载荷分配误差小于1%,加载装置设计满足试验使用要求。该技术被成功应用于某型在研飞机全机静强度适航验证试验,提高了试验质量与效率,并可为同类试验提供技术参考。

摘要：以配置优化变截面油针的双腔油气缓冲器为研究对象,基于经典的二质量弹簧-阻尼动力学模型,从一组原始参数出发,考察了低压腔初始压力、高低压腔转换支柱临界行程位置、轮胎预压缩量以及油液缩流系数等起落架结构与充填参数的变化对舰载机突伸性能的影响。数值仿真结果表明,以上各参数对突伸性能的影响有别于它们对缓冲性能的作用,并且对振荡特性和突伸时间的影响还各有侧重,一起构成了起落架突伸性能参数敏感性分析的完整性。

摘要：建立了碳纤维复合材料T型接头数值模型，模拟了其在拉伸载荷下的损伤产生、扩展及失效过程，并对碳纤维复合材料T型接头试件进行了静态拉伸试验。结果表明，接头的初始损伤载荷为9.8~12.0 kN，损伤发生后接头的载荷值发生突降（降低约27%~38%），此时接头仍具有一定承载能力；试件完全脱胶载荷较初始损伤载荷略有降低（载荷范围为8.0~8.6 kN）。数值计算和试验结果吻合，结果均显示填料区是碳纤维复合材料T型接头最薄弱的部位，易发生破坏；填料区破坏后裂纹迅速向填料区周围的胶层扩展，导致胶层的剥离，这是导致碳纤维复合材料T型接头失效的最主要原因。

摘要：机翼油箱口盖与其周围的机翼外板共同构成飞机气动外形的一部分,飞机在服役过程中,油箱口盖无法避免地会遭受外物的撞击,确保油箱口盖的抗冲击性能对保证飞机安全性具有重要的意义。本文从适航法规要求、常用材料和结构形式、考核方法与评价3个方面系统地介绍了机翼油箱口盖抗冲击性能的研究进展,总结了目前的研究结论,并对未来机翼油箱口盖的发展进行了展望,可为后续新型口盖的设计和制造提供一定的理论和技术参考。

摘要：本文开展了帽型加筋壁板完好试件和损伤试件的压缩稳定性试验,获得压缩载荷下帽型加筋壁板的屈曲载荷、破坏载荷和破坏模式。同时基于有限元软件ABAQUS,采用内聚力模型(CZM)技术模拟复合材料加筋壁板结构筋条-蒙皮粘接界面。模拟结果和试验结果吻合性良好,表明完好试件屈曲后结构仍具有极大地承载能力,胶层脱粘会导致快速的损伤演化,破坏载荷峰值几乎与界面起裂载荷相等;低速冲击损伤试件筋条-蒙皮脱粘极大地降低了壁板结构的屈曲载荷和破坏载荷,并导致结构失效位置发生变化。进一步研究发现截止端斜削角度从10°增加到30°,结构屈曲载荷和破坏载荷均逐渐增加。

摘要：针对传统翼梢小翼在非设计状态减阻效果不佳的缺点,提出一种含有形状记忆合金(SMA)弹簧驱动器的变体翼梢小翼结构,它能根据飞行状态主动调整小翼的倾斜角,实时优化飞机的阻力特性。采用力-热-应变耦合法设计了所需的SMA弹簧驱动器,并通过有限元仿真与风洞试验验证了变体翼梢小翼的变形能力,最后初步研究了变体翼梢小翼的闭环控制方法。研究结果表明,在飞机的起飞阶段(自由来流流速为26 m/s,迎角为3°),变体翼梢小翼的倾斜角能在1min内自主完成预定变化过程,倾斜角的最大变化量为23°,控制精度的最大误差为12%,各项指标均符合设计要求。

摘要：为研究复材帽形长桁的失效行为,针对碳纤维增强树脂基复合材料帽形长桁的压损失效,提出了一种快速的有限元数值模拟方法。基于Tsai-Hill失效判断准则,利用Abaqus软件进行非线性求解,得到了长桁压损失效临界载荷。制造了6种不同尺寸的帽形长桁进行长桁压损试验,对比载荷位移曲线、结构失效载荷以及破坏模式,结果表明,该有限元数值模拟方法与试验结果一致性好,验证了分析方法的正确性,为长桁的设计分析提供了支持。

摘要：作为一个市场化的产品,大型民用飞机具有的高科技成果转化入市场的过程必须是将科技物化,进而产品化,最终实现利润。而工业设计作为各个部门如技术创造部门,制造部门,市场营销部门之间的衔接起着重要的作用。