摘要：曲线纤维铺层是制造变刚度复合材料层合板的一种新技术,本文以12层曲线纤维复合材料后掠机翼为研究对象,研究了不可压缩流动中后掠机翼的颤振特性优化,分析了纤维方向、优化层数和铺层厚度对颤振特性的影响。数值仿真中分别采用有限元法和高阶面元法建立后掠机翼的结构模型和气动力模型,利用VG法求解后掠机翼的颤振边界。计算结果表明,后掠机翼全部铺层采用曲线纤维时优化后颤振速度,比仅最外层采用时提高31.1%,比全部铺层采用直线纤维时优化后颤振速度提高14.3%。铺层全部采用二维方向可变曲线纤维时的颤振速度比一维角度可变的颤振速度仅提高1.7%,证明纤维方向沿展向可变对颤振边界影响更大。纤维方向和厚度共同优化时,在不改变后掠机翼总厚度的情况下可使后掠机翼的颤振速度再次提高5.4%。研究表明,采用曲线纤维进一步提高了复合材料层合板的可设计性,通过调整曲线纤维路径可以明显改变复合材料后掠机翼的颤振特性。

摘要：针对目前火工品加速贮存试验中未考虑振动损伤影响的现状,文章研究了典型火工品贮存运输加速试验方法,分析了振动应力对火工品贮存的影响。模拟火工品实际运输状态,设计火工品运输试验、测试火工品运输过程中的力学环境;确定运输载荷谱、加速运输载荷谱的方法和过程;建立典型火工品贮存运输加速试验方法。研究了爆炸螺栓相同温度和湿度、不同运输贮存条件下的贮存可靠性,在较短运输里程时,贮存可靠性没有明显影响;当运输达到一定里程时,贮存可靠性明显下降。

摘要：石英灯已广泛应用于结构热试验辐射加热器中,但是由于石英灯灯头安装处工作温度较低,因此在两列石英灯连接部位形成灯头盲区,从而使试验件相应区域热流产生明显下降。通过蒙特卡罗方法开展了灯头盲区对热流场的影响分析,获得了灯头盲区尺寸、灯阵与试件距离对热流波谷的影响规律,提出并讨论了改善灯头盲区的方法。研究结果为指导加热器布局设计、提升结构热试验模拟精度具有积极意义。

摘要：为了研究离心机振动台系统的动力学特性,基于ADAMS仿真软件平台,结合Pro/E建立起离心机-振动台系统的虚拟样机,并采用ANSYS有限元软件生成了离心机臂与动圈的模态中性文件,将整个系统视为刚柔耦合动力学系统,对整机进行了运动学与动力学仿真分析,并研究了离心机转速及振动台频率对系统输出性能的影响,为建立离心机-振动台复合环境试验系统提供了参考依据。

摘要：长寿命、高可靠性已经成为工业领域产品的发展目标和要求,对传统的可靠性技术研究提出了新的挑战。加速退化试验技术为长寿命、高可靠产品的寿命和可靠性研究提供了一种有效的途径,成为目前研究的热点。在总结国内外的研究成果的基础上,对加速退化试验的研究背景、试验方法、加速退化模型、工程应用和优化设计等进行了综述和研究,最后分析了加速退化试验的研究现状并展望了后续的研究方向。

摘要：频响函数子结构综合方法是工程设计的重要途径。对于子结构综合方法中界面转角自由度不匹配问题,本文采用界面刚性等效方法解决该问题。对于工程中常见的圆柱壳结构,本文通过数值仿真和试验研究验证了该方法在此类结构中获取转角自由度信息的可行性。将估计得到的与转角自由度相关的频响函数结果与有限元仿真结果进行对比,结果表明界面刚性等效方法具有较高的计算精度,可用于频响函数子结构综合方法。

摘要：随着封装密度增加和功能的多样化,封装结构呈现出明显的跨尺度特征,这给封装结构的数值分析和设计带来了巨大的挑战。针对具有跨尺度特征的电子封装结构,本文提出了一种基于ABAQUS的有限元法(FEM)和边界元法(BEM)的耦合方法。在耦合方案分析中,根据结构的几何特征、材料属性等,将整个求解域分成有限元(FE)域和边界元(BE)域。有限元法用于分析具有非线性或非均匀特性的子域,而具有线性特征或不重要的区域则由边界元法求解。将整体模型中的BE部分定义为有限元法的一个超单元(ABAQUS中的用户自定义单元),利用边界元代码计算其等效刚度和界面处的等效载荷,并由用户子程序UEL组装到有限元系统中。两个数值算例表明该方案的计算结果与参考结果吻合较好,从而验证了该方法的准确性和有效性。

摘要：可靠性强化试验是一种应力激发试验,也是一种加速的可靠性增长试验,在产品研制阶段环境适应性鉴定试验前进行,通过快速激发和暴露产品的薄弱环节辅助产品设计改进。本文简述了可靠性强化试验的概念和基本原理,分析了国内外强化试验方法及其应用效果,研究了常用强化试验应力的效应和效率,根据航天产品的特点,探讨了航天产品可靠性强化试验方法,以及可靠性强化试验在航天领域的应用前景和后续研究方向。

摘要：高速飞行器在服役期间面临着严酷的高温环境,引起飞行器壁板结构屈曲失稳,从而严重影响飞行器结构的完整性和可靠性。本文从解析法、有限元法和试验综述壁板结构热屈曲行为的国内外研究进展,总结分析了各方法之间的优势与不足,为设计提高飞行器壁板结构抗热屈曲性能提供技术支撑。

摘要：高速飞行器在服役期间面临着严酷的高温环境,引起飞行器薄壁结构屈曲失稳,从而严重影响飞行器结构的完整性和可靠性。本文开展瞬态热环境下薄壁结构热屈曲行为的试验研究,首先,结合红外测温和数字图像相关方法,建立温度/变形耦合测试方法,根据温度场分布及热膨胀系数除去虚应变,获得了机械热应变,并利用此方法研究了典型薄壁结构热屈曲行为特点;随后,把温度/变形耦合测试方法的精度与中温应变片进行了比对,验证了此测试方法的有效性;最后,通过位移随温度变化曲线和应变随温度变化曲线研究热屈曲临界温度判定方法,为航天飞行器薄壁结构抗屈曲性能设计以及航天飞行器结构的强度设计提供技术支撑。