分类: 航空、航天科学技术 >> 航空、航天科学技术基础学科 提交时间: 2024-08-12 合作期刊: 《应用力学学报》
摘要: 针对真空压力浸渗法制备的单向碳纤维增强铝基复合材料(单向Cf/Al复合材料),基于基体延性损伤和界面内聚力本构建立了细观力学有限元模型,结合热膨胀实验,研究了其降温过程中热残余应力和损伤的分布与演化规律,并对纤维体积分数的影响进行了分析。结果表明:构建的细观力学单胞有限元模型能有效地模拟材料的宏观热膨胀变形行为及横向拉伸力学性能,可用于热残余应力及损伤状态的预测; 材料制备完成后,基体主要承受热残余拉应力,纤维主要承受热残余压应力; 随着纤维体积分数的提高,基体中残余拉应力在富基体区域的集中程度逐渐增大,纤维中残余压应力值显著降低; 基体损伤发源于贫基体区域临近界面处,纤维体积分数越高,降温过程中基体初始损伤发生越早,最终损伤程度越大; 纤维体积分数较大时,贫基体区域附近的界面会产生损伤,界面损伤发生在基体损伤之后。
分类: 航空、航天科学技术 >> 航空、航天科学技术基础学科 提交时间: 2024-08-12 合作期刊: 《应用力学学报》
摘要: 综述了大涵道比涡扇发动机安装节动力学设计及评估问题。首先从减振设计需求出发,论述了发动机安装节开展动力学设计的重大意义,并对安装节的主要结构形式及特点进行了详细的阐述; 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技术要求; 而后从动力学设计、性能评估、系统验证等方面回顾了涡扇发动机安装节的国内外研究现状,指出国内外差距主要体现在设计要求、设计理念和应用实践经验等方面。在此基础上,展望了大涵道比涡扇发动机安装节动力学设计及性能评估技术的发展趋势和热点。
分类: 航空、航天科学技术 >> 航空、航天科学技术基础学科 提交时间: 2024-06-17 合作期刊: 《应用力学学报》
摘要: 研究了一种改进的在贝叶斯框架下将椭圆轨迹法与概率成像法进行概率集成的重构算法,通过研究Lamb波在复合材料层合板上的传播特性,对重构算法进行改进,解决了原有算法对于传感器网络边缘的分层损伤定位不准确的问题。本研究还以曲面复合材料层合板为例,进行了几种不同分层损伤工况下的有限元分析,提出了权重系数β,为该方法应用在曲面复合材料层合板上提供了可靠的解决方法。结果表明,改进的重构算法可以实现对传感器网络边缘分层损伤和曲面复合材料板分层损伤的精准定位,定位的绝对误差小于1 cm。
分类: 航空、航天科学技术 >> 航空、航天科学技术基础学科 提交时间: 2024-02-07 合作期刊: 《应用力学学报》
摘要: 水陆两栖飞机在航空消防领域具有独特优势,但其在水面高速滑行汲水和空中飞行灭火投水过程中,机体内部的运动水流会带来非定常水冲击效应。对于飞行器的流固耦合问题,以往的研究主要集中于机体外围流场与刚性飞机的相互作用,极少关注内部流场对结构变形和应力分布的影响。为此,根据水陆两栖飞机的使用模式,采用光滑粒子流与结构有限元耦合仿真的方法,开展全机主要影响区域的结构有限元建模和内流场建模,利用流固耦合方式求解机体弹性结构在汲水和投水内流场作用下的动态应力分布。结果表明:飞机高速汲水过程中,箱体结构持续受到内流冲击激励,结构各部位的应力不断变化,部分区域出现应力幅值较大幅度的振荡变化,且水箱隔板在某些时刻的最大瞬态应力达到0.38σb,最大振幅为0.42σmax; 飞机采用重力方式空中投水时,箱体结构受到的内流冲击激励相对较弱,端框最大瞬态增量应力为0.15σb,最大振幅为0.22σmax,结构增量应力水平不高,且应力振荡幅度较小。
分类: 航空、航天科学技术 >> 航空、航天科学技术基础学科 提交时间: 2024-02-07 合作期刊: 《应用力学学报》
摘要: 连续突风气弹响应在工程中一般采用随机理论进行分析求解,通过将全机频响函数,与激励功率谱密度积分,即可得到各自由度均方根值。该方法基于频域线性求解,无法直接进行非线性响应分析。为此本研究基于匹配滤波器理论,提出了一套可考虑结构非线性的连续突风响应工程简化计算方法。通过引入突风滤波器,串联至全机气弹动力学系统,构成了连续突风的时域分析模型。针对所选取自由度的均方根值,通过匹配滤波器理论,计算得到一套各自由度“时间匹配”的响应,在此基础上,针对非线性结构模型,通过调整脉冲激励幅值,寻找最大的响应作为非线性结果,最终建立了一套适合于工程应用的、考虑结构非线性的连续突风响应计算方法。算例表明,本研究所建立的方法针对连续突风,可获得满足工程精度要求的各自由度“时间匹配”的响应,同时可用于结构非线性响应计算。
分类: 航空、航天科学技术 >> 航空、航天科学技术基础学科 提交时间: 2024-02-07 合作期刊: 《应用力学学报》
摘要: 振动和高温一直是影响飞机结构安全的重要因素,受到振动载荷和高温环境联合作用的飞机结构更容易出现疲劳破坏。本研究中的典型钛合金壁板结构形式包括加筋壁板和蜂窝壁板,通过改变壁板厚度、加筋间距以及结构连接方式,使用分析和试验的手段对壁板的振动特性、振动疲劳寿命及破坏部位开展规律性研究。研究发现,加筋壁板破坏部位出现在加筋或连接角片上,蜂窝壁板在8 h试验时间内未出现破坏,壁板厚度、加筋间距以及结构连接形式对壁板振动疲劳寿命影响较小。