整体化壁板桁条末端设计及试验研究

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。设计四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。     

机翼前缘局部填充泡沫铝抗鸟撞特性

在保证飞机机翼前缘质量特性的前提下,通过一种泡沫铝局部填充机翼前缘的优化结构来提高机翼前缘的抗鸟撞性能。通过LS-DYNA软件分别开展机翼前缘未填充和局部填充泡沫铝材料抗鸟撞分析,研究两者撞击响应、前墙响应和吸能特性的差异性,并基于D80气炮开展鸟撞铝板试验来验证鸟体本构参数的准确性和有效性。研究结果表明:通过减少蒙皮厚度并局部填充泡沫铝的方式能够在优化机翼前缘质量的同时有效地增强机翼前缘的抗冲击强度;机翼前缘局部填充泡沫铝之后前墙面板中心点位移以及等效应力得到有效降低,填充机翼前缘结构比空机翼前缘结构能够更有效地抵御鸟体撞击;在蒙皮和泡沫铝的共同作用下,局部填充泡沫铝的机翼前缘能够比空机翼前缘在相同撞击工况下吸收更多的能量。     

变工况空间太阳电池翼在轨热变形分析

以空间飞行器太阳电池翼在轨运行期间热变形和热应力变化规律为对象,采用有限元软件I-DEAS建立电池翼热变形分析模型,针对电池翼满负荷和半负荷（变工况）工作状态进行在轨热 结构耦合分析.计算中采用三明治夹心板理论将电池翼基板进行合理简化,得出电池翼等效力学参数.数值结果对比分析发现,电池翼厚度方向瞬态温差是导致电池翼发生热变形的主要原因,太阳电池翼在从阳光区转入阴影区时,电池翼温度变化最剧烈,厚度方向温差达到最大值,此时基板热变形量最大,半负荷（变工况）基板变形最大值明显大于满负荷基板变形最大值.
     

不同工况下空间太阳电池翼的在轨热分析

以空间飞行器太阳电池翼在轨运行期间的温度变化规律为对象,采用有限元软件I DEAS TMG建立电池翼的热性能分析模型,针对电池翼满负荷（100%发电）和半负荷（50%发电）2种工况进行在轨热流和温度场计算.计算中,将电池翼基板处理为正交各向异性材料,采用等效热阻法推导基板在不同方向的等效导热系数.结果表明,当飞行器在轨绕地球飞行第5个周期后,太阳电池翼温度场呈现出周期性变化特征;与满负荷工况相比,半负荷工况下电池翼表面温度的变化范围较大;电池翼从阳光区进入阴影区时,其厚度方向的瞬态温差及其随时间的变化率达到最大值,且在半负荷工况下,电池翼沿厚度方向的最大瞬态温差及其随时间的变化率均大于满负荷工况.     

体导电能量传递二端口网络集总参数的计算

皮肤电极单元是利用体导电向体内植入器件传递能量的通道,其等效电路阻抗参数则是从电路角度分析体导电能量传递系统的基本参数。针对目前尚无确定这些参数的理论计算方法,提出了基于场路耦合的变载法。通过建立皮肤电极单元的场路耦合模型计算电极端口处电压与电流,并运用全相位FFT谱分析提取电量信号的幅值和相位,在此基础之上,应用变载法求出了各种条件下皮肤电极单元等效电路的阻抗参数,并验证了该方法的正确性。计算出的等效电路阻抗参数可用于体导电能量传递的电路分析和系统的优化设计。     

水下爆炸载荷下多层金字塔夹芯板动态响应研究

研究金属夹芯板在水下爆炸冲击下的动态响应规律和抗冲击性能,对提升舰船防护能力有重要意义. 利用等效水下爆炸冲击加载实验装置对双层金字塔点阵夹芯板进行实验,得到了其动态响应规律;结合ABAQUS流固耦合仿真对实验进行模拟,结果与实验误差较小,验证了仿真的有效性. 针对不同参数的多层夹芯板,利用仿真分析了其不同的响应规律,结果表明:多层夹芯板比单层夹芯板有更强的抗冲击性能;夹芯板面板总厚度一定时,拥有较薄前面板和较厚后面板的夹芯板抗冲击性能更强;对于三层夹芯板,其密度排列顺序为BAC和ABC时后面板变形更小,CBA排列的夹芯板抗冲击性能最弱.      

复合材料加筋壁板长桁凸缘变厚度设计对长桁-蒙皮界面承载能力的影响

长桁与蒙皮之间的脱胶是复合材料加筋壁板主要的失效形式之一。本文首先对复合材料机翼结构长桁-蒙皮典型结构进行了三点弯曲试验,获得破坏载荷以及界面失效模式。然后基于ABAQUS建立三维有限元模型,采用内聚力模型模拟界面的破坏情况。有限元计算结果与试验结果吻合较好,验证了有限元模型的合理性。在此基础上,对长桁凸缘宽度方向采用渐变厚度设计,开展了其对长桁-蒙皮界面承载能力的影响分析。研究结果表明采用变厚度设计可以减缓长桁凸缘末端附近的刚度突变,降低长桁凸缘末端与蒙皮之间界面的面外载荷。凸缘变厚度设计可以有效避免长桁与蒙皮界面过早出现脱胶失效,长桁凸缘末端越薄,界面脱粘载荷越大。     

轻型无人机翼面元件尺寸设计与选材研究

无人机采用薄蒙皮梁式结构具有较高的结构效率,抗弯材料集中在翼梁缘条上,受压缘条的失稳临界应力接近于材料的极限应力.轻型小翼展无人机机翼设计时可采用多种材料:轻木、金属和复合材料.不同构型的设计特点各不相同,各种材料的适用的部件亦有差别.通过计算四种材料在同种机翼参数下的翼面各构型元件质量和全机翼结构质量,对比总结出轻型无人机各元件较为合理的材料选择.     

不同结构形式加强蒙皮的抗弹性能研究

为研究不同形式铝合金蒙皮的抗弹性能,利用气炮将直径为12.7 mm重量为50 g的弹体加速到不同速度,对7种不同形式共40件的铝合金结构板进行了弹击试验.蒙皮板的材料均为 LY12-CZ.在试验过程中,对弹体的初始速度、剩余速度以及结构件上典型点的应变历程进行了测试,对弹击后试件的损伤或破坏模式进行了分析.同时讨论了不同结构形式对破坏模式、非破坏区的应变以及弹道极限速度的影响,结果表明:1)不同形式铝合金蒙皮破坏模式主要是冲塞、花瓣型穿透;2)加筋结构能提高靶板的弹道极限速度,降低靶板非破坏区的变形;3)使用泡沫夹心结构靶板可显著减少非破坏区的应变;但实际上其抗弹性能并不好.最后为了预估和评价这些蒙皮结构的抗弹性能,通过分析计算所得的剩余弹速与实测结果进行了比较,结果相当吻合,验证了预估计算方法的有效性.     

不同结构形式加强蒙皮的抗弹性能研究

为研究不同形式铝合金蒙皮的抗弹性能,利用气炮将直径为12.7mm重量为50g的弹体加速到不同速度,对7种不同形式共40件的铝合金结构板进行了弹击试验。蒙皮板的材料均为LY12-CZ。在试验过程中,对弹体的初始速度、剩余速度以及结构件上典型点的应变历程进行了测试,对弹击后试件的损伤或破坏模式进行了分析。同时讨论了不同结构形式对破坏模式、非破坏区的应变以及弹道极限速度的影响,结果表明:1)不同形式铝合金蒙皮破坏模式主要是冲塞、花瓣型穿透;2)加筋结构能提高靶板的弹道极限速度,降低靶板非破坏区的变形;3)使用泡沫夹心结构靶板可显著减少非破坏区的应变;但实际上其抗弹性能并不好。最后为了预估和评价这些蒙皮结构的抗弹性能,通过分析计算所得的剩余弹速与实测结果进行了比较,结果相当吻合,验证了预估计算方法的有效性。     

仿Morpho蝴蝶翅膀微纳结构的优化设计

鉴于Morpho蝴蝶翅膀呈耀眼蓝色光泽与蝶翅表面的微纳结构有密切联系,提出了一种服务于仿生微纳制造的优化设计方法.根据生物结构的形状与尺寸,结合微纳制造中的工艺约束,建立了便于制造的仿生模型.使用严格耦合波分析对仿生模型进行光学仿真计算.在此基础上,以提高仿生结构的蓝光波段（特征波长为470nm）反射率为目标,利用遗传算法对仿生模型进行了优化设计.所得到的最优结构反射率波峰均位于470nm附近,且反射率明显高于仿生结构.为了分析最优结构的蓝光波段高反射率机理,研究了不同层数最优结构的几何特征,计算了部分结构的磁场强度分布,确定了结构中影响反射率的主要参数.     

基于特征的车身覆盖件参数化建模方法研究

研究基于特征的车身覆盖件参数化建模方法。在车身覆盖件建模中引入了特征建模概念,针对车身覆盖件的结构特点及其形状特征的生成机理,提出车身覆盖件形状特征分类方法,归纳体特征控制参数和面特征控制参数。以ＱＣＪ７０８２微型轿车车门内板为例,建立了基于特征的车门内钣参数化模型。应用基于特征的参数化建模方法,可以方便地实现车身覆盖件参数化模型的建立。     

单丸粒喷丸模型和多丸粒喷丸模型的有限元模拟

采用有限元法模拟喷丸过程，通过比较单丸粒模型和多丸粒模型，研究了喷丸覆盖率对残余应力和材料强化的影响．单丸粒多次冲击模型的模拟结果表明，冲击次数对残余应力幅值影响小，但等效塑性应变明显增加，由此可反映喷丸过程中材料的强化；多丸粒模型的模拟结果表明，当喷丸覆盖率为100％时，残余压应力幅值明显增加，塑性应变与单丸粒一次冲击结果相近．不锈钢喷丸试验结果表明，这两种模型的综合可较好地反映喷丸残余应力的形成和表层材料的强化．     

轻型无人机构型元件设计与选材研究

轻型无人机采用薄蒙皮梁式结构具有较高的结构效率,抗弯材料集中在翼梁缘条上,受压缘条的失稳临街应力接近于材料的极限应力。轻型小翼展无人机机翼设计时可采用多种材料：轻木、金属和复合材料。不同构型的设计特点各不相同,各种材料的适用的部件亦有差别。本文通过计算四种材料在同种机翼参数下的翼面各构型元件质量和全机翼结构质量,对比总结出轻型无人机各元件较为合理的材料选择。     

机翼截面分布载荷及节点分配的快速近似方法

通过对飞机机翼截面载荷分布基本规律的研究,提出了椭圆和抛物线两种分布形式下的近似解析计算方法,并举例对该方法进行了分析计算,获得了合理的计算结果.在此基础上,提出了机翼截面分布载荷在节点上的分配算法.     

弹簧钢60Si2Mn脱碳表面的应力分析

弹簧钢60Si2Mn在热处理过程中会发生脱碳.由于脱碳会严重影响零件的使用性能,因此可采用喷丸的方法来提高零件的使用性能,喷丸在材料表面产生的残余应力是二维的.基于此,讨论了喷丸强化对脱碳表层的影响,利用X射线应力分析技术及Mises等效应力法,可测得弹簧钢60Si2Mn脱碳表层在喷丸前后的屈服强度.实验结果表明,喷丸试样的表面屈服强度比未喷丸试样的表面屈服强度有了很大的提高,这说明了喷丸可以改善脱碳零件的性能.     

复合材料加筋板剪切屈曲与后屈曲承载特性

采用试验、工程算法及有限元方法研究了复合材料加筋板剪切性能。首先进行了剪切试验,试验结果表明：加筋板失效模式为筋条脱粘、蒙皮局部破损,加筋板的破坏载荷是屈曲载荷的1.14倍。然后,对工程算法进行修正,提出了一种计算屈曲载荷的快速分析方法;工程算法得到的屈曲载荷相对误差为3.53%。最后,建立了有限元模型,模型考虑了试验件与夹具的连接;通过有限元方法得到的屈曲载荷、屈曲模态及破坏模式与试验结果一致;与试验相比,屈曲载荷、破坏载荷的相对误差分别为2.21%、14.4%。     

基于知识的汽车覆盖件可制造性评价系统

提出了一种基于知识的汽车覆盖件可制造性评价系统结构，研究了实现系统的关键技术．该系统将基于成形工艺知识的定性分析与基于反向法有限元数值模拟的定量分析相结合进行覆盖件的成形性分析，利用成本知识估算覆盖件及其模具的制造成本．其工作流程为：首先，利用基于事例推理／基于规则推理的混合推理技术对覆盖件实体模型进行结构工艺性分析；其次，调用反向法有限元软件模拟成形过程；然后，再次利用上述混合推理技术进行覆盖件工艺方案设计；最后，利用基于事例推理技术和经验公式，估算覆盖件及其模具的制造成本．该评价系统将覆盖件成形性分析和制造成本评估有机结合，在早期设计阶段，就能对覆盖件设计方案快速、全面和比较精确的评价．     

翼身组合体定常亚音速升力特性的数值研究

用有限基本解方法研制成翼身组合体升力和力矩的计算程序。以当量回转体代替机身,机翼可以有后掠、厚度及弯度。厚度问题用线源模拟,先予解决。然后求解升力问题,这时考虑了厚度的影响。此法简单且有一定的精度。本文还计算了一些实例,并与实验作了比较。对机身影响、机翼的后掠和根梢比等作了简要的讨论。     

车载气动实验系统对机翼气动特性影响数值模拟

为了研究了机翼安装位置对翼型气动特性的影响,建立了一个基于N-S方程的机翼气动特性数值模拟方法,机翼模型剖面为NACA0012,展弦比4。首先通过计算结果与标准模型实验结果对比,验证了三维网格和计算方法的可靠性与适用性,进一步针对车载系统的关键设计参数开展了数值分析。结果表明：车顶流场相较于风洞流场,流场中的速度矢量不完全平行于前进方向,使得不同翼型安装位置处的气动力差别较大;鉴于近车顶效应对模型气动特性有较大影响,对车载试验测量结果带来不可忽视的误差,有必要采用控制实验位置的预处理手段对其进行消除或减弱。