摘要：采用商业有限元软件ABAQUS对盒段的后屈曲承载能力进行了分析,重点研究了在弯扭载荷条件下后屈曲诱发的盒段蒙皮/缘条界面的失效问题。在此基础上,采用缝线对墙缘条与蒙皮的界面进行增强,应用粘接元模拟缝线,研究缝线对复合材料多墙盒段的破坏模式和承载能力的影响,并对缝线增强后的盒段的承载能力进行了试验研究。有限元分析表明,复合材料多墙盒段具有较长的后屈曲历程,采用缝线增强技术能够明显改善盒段的后屈曲承载能力,预测结果与试验值吻合良好,而且预测的失效模式也与试验结果一致。

摘要：针对涡桨发动机安装问题,提出一种动力学设计方法,实现了发动机隔振器的刚度优选。首先,推导了考虑耦合前后的振动传递率及发动机低频位移的计算公式。然后,利用提出的方法优选了一组五点安装隔振器的刚度并进行评估计算。结果表明:发动机安装系统满足主要激励频率的隔振要求,侧向和垂向获得了独立振动,其他方向的振动解耦率达93%以上,振动传递率计算中应特别考虑耦合对较小激励方向的影响。

摘要：复合材料结构整体化设计时,由于设计要求或设计限制条件,机翼壁板的长桁常常在翼肋、机翼的前后梁附近、机翼的油箱附近等部位终止。在长桁截止端处应力集中水平较高,极易引起缘条/蒙皮界面脱胶分层。设计4种不同构型的截止端试件,并开展相应的拉伸试验研究。结果表明,B组试件的截止端斜削构型最优,应力集中水平最低且损伤扩展最小的截止端构型;试验中采用A超检测损伤的发法是可行的,能够直观地呈现出损伤扩展的历程。

摘要：缝合技术是增强断裂韧性和加强连接的重要手段。为了验证其相比于传统胶接强度的提高程度,研究设计了复合材料缝合与非缝合T型和L型加筋蒙皮试验件和试验夹具,进行了拉脱破坏强度的对比试验,结果表明缝合后的L型试件平均强度提高了93.4%,而T型试件强度并没有得到提高。从试验现象上分析了出现这种情况的原因。

摘要：建立金属热防护系统(MTPS)单元间的缝隙换热计算模型,基于数值计算对影响缝隙内部辐射换热强度的若干参数进行参数影响分析。研究结果表明:减小缝隙宽度和辐射率、提高缝隙底部组件材料的热扩散率以及设计合理的缝隙几何形状,可以实现缝隙内部辐射换热最大程度的弱化;当缝隙顶部温度低于673 K时,可以基本不考虑MTPS单元间的缝隙辐射换热。

摘要：复合材料铺层优化中常用的各种遗传算法较难同时综合考虑表面45°、分层比例、连续铺层数限制等复杂工程约束问题,基于此,提出一种针对复合材料层压板的等基因序列双重随机遗传算法,在交换和突变算子中引入双重随机算法以保证优化迭代中基因序列的严格相等,基于SABRE软件实现该优化算法,并通过算例验证算法的正确性。结果表明:该算法可满足均衡性、对称性、表面45°、连续铺层数限制、铺层比例等复杂工程约束,有较高的可靠性与工程适用性。

摘要：随着螺旋桨发动机安装系统国产化研制进程的加快,需要开展相关的安装系统技术研究,而动力学设计是其中的重要组成部分。本文对比分析了不同结构形式安装系统的动态性能特点,进一步从军民用标准规范和工程实践经验出发,归纳了安装系统动力学设计的技术要求,梳理了安装系统动力学设计技术的发展历程和国内外现状,指出国内外差距主要体现在设计理念、关键技术和应用实践经验等方面。在此基础上,展望了螺旋桨发动机安装系统动力学设计技术的发展趋势,为当前及未来螺旋桨发动机安装系统的设计技术研究提供了参考。

摘要：针对航空机轮刹车试验台调整机轮姿态存在的效率低、工作量大及设备庞大等问题,设计了伺服油缸推动摩擦盘带动回转轴承及机轮旋转,自动调整机轮偏航角度,并用液压制动器松开和夹紧摩擦转盘的机构;设计了让底座后端绕前面枢轴在水平面步进旋转,模拟机轮倾斜角度的机构,并考虑了枢轴合理位置及结构。经过受力分析、计算与强度校核,完善了设计。改进后的设备是航空机轮试验设备的一次升级。

摘要：针对基于应变测量的载荷分布反演,首先对比分析现有几种影响系数法,并讨论影响载荷反演精度的几个关键问题。为解决单位载荷工况选取的难题,提出一种基于施密特正交化的最大垂直距离逐步筛选基工况法,从设计载荷工况库中筛选载荷基工况和应变基工况,建立一套完整的工程可行的载荷分布反演流程。为解决反向矩阵病态化的难题,引入Tikhonov正则化方法。以某型飞机机翼疲劳试验作动筒载荷和光纤传感器数据为算例,假设3种应变测量误差情况(无误差、5%随机误差、10%随机误差),验证了提出的载荷分布反演方法具有很高的预测精度和鲁棒性,可为新一代航空航天器的结构健康监控提供一条可靠的载荷识别途径。

摘要：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。