复合材料机身帽型长桁加筋壁板剪切失稳及张力场计算

摘 要 碳纤维复合材料逐渐大量应用于大型民机机身设计,本文通过分析和试验的方法研究了复材机身单曲率壁板在剪切载荷下的失稳及破坏特性。采用先进的大型机身壁板试验设备完成单曲率壁板的剪切载荷试验,得到壁板的失稳模态和失稳载荷、破坏模式和破坏载荷。采用不同边界的工程方法和有限元特征值方法研究了机身壁板的剪切失稳特性。采用剪切张力场分析方法研究复材壁板的剪切破坏特性。最后通过试验结果完善了剪切失稳分析方法,验证了剪切张力场分析方法,为复材机身壁板的设计分析提供支持。     

铝锂合金新材料应用研究浅析

大型民用飞机结构设计中,铝锂合金结构设计既要重量轻,又要满足静强度和耐久性/疲劳损伤容限要求;既要满足适航条例25部及相关咨询通告的要求,又要考虑结构的经济性、高出勤率和低维护成本的要求。本论文在参与C项目工作的基础上,对铝锂合金材料机身工程结构设计应用中所开展的一些材料性能工艺试验、组部件典型结构试验方法等进行了分析和总结,对国内探索大型民用飞机结构设计新材料的应用做有益的尝试。     

典型复合材料整体化壁板结构刚度研究

由于复合材料耦合作用及结构中材料的不连续,复合材料整体化壁板在面内拉伸和剪切载荷作用下会发生面外的变形,从而影响壁板面内变形的测试。采用数值分析和试验的方法研究了三种复合材料整体化壁板的刚度,建立整体化壁板面内刚度测试方法,提出了壁板描述面内变形的表征参数。结果表明:三种壁板中带筋条的壁板剪切刚度最大,普通的层压板拉伸刚度最大。     

热力氧耦合环境下C/C复合材料的力学性能表征

为了准确表征C/C复合材料在热力氧耦合环境下的力学性能,采用高温试验装置,在不同的预应力与温度条件下对带/不带抗氧化涂层2类典型的C/C复合材料拉伸试验件进行测试.试验结果表明,不同应力水平导致C/C复合材料的损伤可分为扩散控制和反应控制2个阶段.在扩散控制阶段,结构各部分承载的均匀性较好;在反应控制阶段,材料拉伸模量显著下降.当高温下外载荷产生的应变小于等于0.2%时,不带抗氧化涂层C/C复合材料的强度约为带抗氧化涂层C/C复合材料强度的50%.不同温度条件下材料的强度性能变化不显著,但随时间增加,其高温强度逐渐下降.研究结果对于C/C复合材料在飞行环境下的强度设计与评估具有重要的参考价值.     

两种复合材料冲击后压缩强度对比研究

冲击后压缩试验是评定复合材料材料损伤容限的关键试验,对两种重要的国产复合材料CCF300/Ma001和CCF300/Ma002进行冲击后压缩试验研究,以获取材料体系的损伤容限性能数据以及评估增韧树脂对损伤容限的改进效果。冲击试验的结果显示,在相同冲击能量下,当冲击能量小于20 J时采用增韧树脂Ma002的复合材料冲击凹坑深度与采用Ma001树脂的复合材料凹坑深度接近;而当冲击能量大于20 J时,Ma002体系复合材料凹坑深度仅有Ma001体系复合材料凹坑深度的大约1/2。冲击后压缩试验结果显示,当冲击能量和凹坑深度相同时,Ma002材料体系复合材料的剩余强度比Ma001体系复合材料剩余强度高约20%。对比分析试验结果证明增韧树脂体系Ma002复合材料的冲击韧性和损伤容限都高于未增韧体系Ma001复合材料。     

机身壁板内压剪切联合加载试验研究

为揭示内压剪切联合载荷作用下机身壁板承力特性,采用D夹具模拟机身壁板边界条件,通过充气的方式施加内压载荷,通过扭转单闭室盒段的方式施加剪切载荷,并完成了内压试验、剪切试验和内压剪切联合试验。试验实测应力与理论结果吻合良好,试验显示内压剪切联合试验机身壁板蒙皮的应力水平和应力分布是内压试验和剪切试验机身壁板蒙皮应力水平和应力分布的叠加。但由于内压载荷作用下机身壁板外法线方向变形和剪切载荷作用下机身壁板内法线方向变形的叠加,导致内压剪切联合试验中蒙皮的实测应力与理论应力的误差较单独载荷试验的误差增大,应力分布精密度也变差。     

大型水陆两栖飞机起落架强度试验技术

针对大型水陆两栖飞机起落架的超静定连接及高支柱结构所带来的试验问题,基于刚度等效理论采用数值仿真方法分别对起落架与机身连接和与试验装置连接模型进行分析,通过调整试验装置结构形式、尺寸及厚度等,实现起落架装置连接模型对机身连接模型在变形主方向位移的模拟;基于数值仿真的力学边界条件模拟,计算主起落架轮轴中心点在最大载荷时的位移,预先调整加载点安装位置以保证最大载荷时的加载精度。试验结果表明,在机尾下沉着陆最大回弹载荷内外轮分配比例为6∶4的工况下,轮轴中心点主变形方向的位移基本相同,两种连接方式各向载荷最大误差在7%左右。研制了集模块化、多功能和通用性于一体的机身刚度模拟自平衡试验装置,满足了主起落架8种工况的静强度试验需求,可为其他型号起落架试验提供参考。     

大型飞机机身壁板装配位姿调整系统的运动规划

为了解决大型飞机机身壁板数字化装配中的调姿与对接问题,设计了一种面向大型飞机机身部装的数字化柔性工装试验样机,提出了一种基于精密三坐标定位器四点支撑的大型飞机机身壁板的装配位姿调整方法.该方法不仅适合于调姿路径不确定的情况,而且还将装配位姿调整过程分解为位置与姿态2个调整阶段,从而降低了多轴协调控制的难度.由于装配件的位移、速度、加速度轨迹的理论计算与物理实验结果均是光滑连续的,而且满足各边界约束条件,因此该调姿系统及其运动规划方法可满足机身壁板装配调姿的精度、效率和稳定性要求,为装配件调姿运动的高效精确控制奠定了基础.     

两种复合材料冲击后压缩行为对比研究

冲击后压缩试验是评定复合材料材料损伤容限的关键试验,本文对两种重要的国产复合材料CCF300/Ma001和CCF300/Ma002进行冲击后压缩试验研究,以获取材料体系的损伤容限性能数据以及评估增韧树脂对损伤容限的改进效果。     

基于金属热喷涂的防/除冰复合材料功能单元设计及试验研究

将金属热喷涂技术嵌入到复合材料层合板当中,使飞机机体结构承载特性和防/除冰功能集成一体,设计并测试了一种可用于飞机前缘防/除冰的复合材料功能单元结构,并对其在防/除冰功能工作时和不工作时的电阻性能及力学性能进行试验研究,试验结果表明：相对于不工作情况,防/除冰复合材料功能单元在工作时的电阻性能随着拉伸载荷增大而增大,直到拉伸极限时电阻值增大了40%,面内弯曲和层间载荷作用下电阻性能基本没有影响;防/除冰复合材料功能单元在工作时的面内拉伸极限强度基本不变,面内弯曲极限强度下降10%,层间极限强度影响下降36%;采用金属热喷涂技术设计的复合材料功能单元在发生拉伸、弯曲及层间等强度破坏前,功能单元均具有防/除冰功能。     

双轴等拉低周疲劳实验装置

本文给出能在一般单向加载液压疲劳试验机上做双轴等拉低周疲劳实验研究的双向拉伸装置,并对有关影响因素进行了讨论。 本试验是在百吨液压低周疲劳试验机上进行的。双向拉体装置已经受近百万次疲劳载荷,其中交变载荷幅围5.5,t亦经受近20万次。在使用过程,各构件完好合手使用要求,将十字试样进行低周疲劳断裂试验,成功地开出合格裂纹,用它进行超速条件下叶轮材料性能研究亦取得初步结果。可以认为它适用于平而应力集中问题低周疲劳性能的研究。若使用液压高、中周疲劳试验机,它还可用于双轴载荷下裂纹试样裂纹扩展的研究。 本文指出了双向拉伸装置有待改进的方面。     

基于低载强化的轮边减速系统耐久性试验研究

基于上海市标准道路循环工况,外推轮边减速系统关键部件载荷谱.根据材料低载强化特性确定减速系统磨合试验规范.基于Miner线性累积损伤理论,制定了电驱动系统耐久性试验规范,预估了减速系统耐久性里程.实施了耐久性台架试验,试验结果表明:样机满足设计的耐久性里程要求,齿轮的弯曲疲劳强度具有足够的可靠性储备,具有一定的轻量化空间.在保证可靠性、耐久性的前提下,该方法为汽车关键零部件的轻量化提供参考.     

一种航空发动机测量耙构件寿命曲线的确定方法及试验验证

测量耙振动加速考核使用寿命时,需根据其结构疲劳关系选择合适的振动量级,直接使用测量耙真实构件进行疲劳试验获取疲劳曲线需大量的构件样本,从而导致试验周期较长,试验经费庞大.针对测量耙常用材料1Cr18Ni9Ti开展拉伸试验,采用经验规律预估方法获得材料的应力(S)-循环次数(N)曲线,基于材料S-N曲线及小子样测量耙模拟...     

TC18钛合金多次冲击损伤演化规律

为了探究TC18材料在多次冲击下的损伤演化规律,参考夏比冲击标准设计了三点弯冲击试验件,开展了多次冲击试验。通过动态拉伸试验以及两个应变水平的低周疲劳试验获得了TC18材料的Johnsonson-Cook本构模型、Lemaitre损伤模型中的材料参数,引入修正因子改进了Lemaitre损伤模型,并编写了子程序,基于Johnson-Cook本构模型和改进的Lemaitre损伤模型对试验件进行了多次冲击数值仿真。结果表明,采用改进的Lemaitre损伤模型的有限元仿真结果与试验结果符合较好,TC18材料在多次冲击下损伤变化呈现两个阶段——缓慢累积和迅速增长。     

路面加铺后旧沥青混合料的疲劳性能

针对老路面沥青层在加铺前后的不同受力状态,提出了两级荷载疲劳试验研究加铺后老路面沥青混合料疲劳性能的思路.通过小梁试件的室内两级荷载疲劳试验,获得了几种常用沥青混合料的二次疲劳方程,并在考虑室内与野外疲劳寿命差异的基础上,建议方程修正系数取1200.推荐了老路沥青层混合料抗拉强度结构系数供加铺设计参考.研究表明:沥青混合料二次疲劳方程与常规一级荷载疲劳方程具有相同的型式,且两者疲劳曲线的斜率没有变化,但由于一级荷载损伤的不同,二次疲劳曲线的位置有不同程度的下移;推荐的老路沥青层混合料抗拉强度结构系数克服了现有规范中沥青混合料抗拉强度结构系数不能用于老路沥青层底拉应力验算的缺陷,可直接用于加铺层设计或验算.     

SiC_p/2024Al铝基复合材料表面颗粒暴露及真空钎焊分析

采用复合材料表面颗粒暴露及表面合金化工艺,利用M6和BAI88S i钎料对S iCp/2024A l铝基复合材料进行钎焊试验,并进行金相分析、拉伸试验和X射线衍射试验。结果表明:采用(NaOH+HNO3)工艺能将复合材料表面颗粒部分暴露出来;采用表面沉积Cu,使用M6钎料,能改善钎缝的结合状态;钎缝与铝基复合材料间无明显界限,结合良好,并形成了有S iC颗粒增强的复合钎缝,S iC颗粒在钎缝中无团聚现象;钎焊接头强度能达到202 MPa;在钎缝中无A l4C3脆性相生成。     

合金轴瓦的应力分析与疲劳实验方法

按ISO／DP7905／4标准的要求,研制了小型轨瓦疲劳试验机,它可应用实物轴瓦进行合金材料疲劳强度试验,为确定试验载荷、瓦口径向变形与试验应力三者间的关系,按复合曲梁理论建立了有关公式,并用有限元法及电测法对这些公式进行了校核,证明了完全满足精度要求。     

飞机复合材料层板结构原位超声检测技术

超声接触式脉冲反射法是碳纤维增强树脂基复合材料层板结构原位检测的主要方法。本文从超声检测系统的选择、对比试块设计要求和损伤检测与评定等方面,结合飞机复合材料层压板结构形式、损伤特性及外场检测环境,开展原位超声反射法检测技术研究,建立了典型损伤的超声信号特征图谱,为强度试验和外场飞机复合材料层板结构的超声检测提供技术支持。     

老化与折皱损伤对飞艇囊体材料单轴拉伸力学性能影响

采用户外暴露试验模拟飞艇囊体材料的自然老化,利用耐揉搓性试验模拟飞艇气囊在加工、运输、储存、收放和服役过程产生的折皱损伤,研究了飞艇囊体材料Uretek3216-LV在短期老化和折皱损伤作用下的单轴拉伸性能退化规律。通过试验数据分析,得到了短期老化和揉搓次数对单轴拉伸强度以及拉伸弹性模量影响的曲线。结果表明:随着老化时间的增加,材料经、纬向的单轴拉伸强度有所降低,但拉伸弹性模量略有增加;随着揉搓次数的增加,材料的单轴拉伸强度和弹性模量均明显降低;当老化和揉搓共同作用于材料时,随着揉搓次数的增加,老化时间对材料单轴拉伸力学性能的影响逐渐减弱。研究结果可为Uretek3216-LV材料应用于飞艇气囊的结构设计与分析提供重要依据。