泡沫夹芯结构双侧挖补法修理分析与试验探讨

以泡沫夹芯结构为研究对象,通过四点弯曲试验研究了完好结构、损伤后结构和采用双侧挖补法复合材料补片修理后结构的承载能力.试验结果显示,试件未在修理区域破坏,而是远离修理区的加载处泡沫芯材破坏;试件中心点处应变相同时,修补后结构的承载能力小于完好件承载能力的80%.文中对产生这些问题的原因和解决措施进行了探讨.另外,采用ABAQUS有限元软件对以上几种结构进行了模拟分析,分析结果与试验结果吻合较好.     

民机复合材料结构修理容限研究

论文对民用飞机复合材料结构的修理容限进行了研究.在分析相关概念的基础上,根据结构对飞机安全性的重要性对损伤部件进行分类,并用损伤检出概率来衡量损伤程度,对结构承载能力要求进行线性划分.接着在深入分析波音飞机公司修理指标的基础上,提出了修理容限量化的评估指标,为修理方案的制定和优化提供技术依据.最后介绍了结构修理评估及附加检查.     

复合材料胶接修补问题的试验研究和分析

用带中心裂纹的Ｌｙ１２ＣＺ铝合金板模拟飞机的损伤结构,对于不同的修补方式（单边和双边修补）,不同的补片材料（铝合金和复合材料）和几何尺寸以及脱胶等因素,进行了静强度和疲劳裂纹扩展试验． 实验表明． 胶结修补能明显地提高损伤结构的强度和疲劳寿命,同时实验还为修补实践的选材和几何参数的设计等提供了大量数据． 文中最后给出了修补结构疲劳裂纹的有限元计算估计,并与试验结果进行了比较和分析．     

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在全机有限元模型的基础上对机翼2-3墙间上壁板 某处150\,mm裂纹型损伤进行修理前后的强度评估. 给出了受损壁板修理后铆钉排数与残余过 载的定量关系;比较了长桁受损后是否修理对飞机结构承载能力的影响. 结论为战伤飞机快 速评定提供了科学依据,也为飞机平时修理提供参考.     

飞机结构振动主动控制应用技术

阐述了以压电材料作为感受器与作动器进行真实飞机结构振动主动控制的一些应用技术,利用这些技术进行了真实飞机座舱结构的主动振动控制地面试验研究,取得了很好的控制效果.     

腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定技术的试验验证

一般环境下飞机结构疲劳寿命评定技术已相对成熟,而建立在模拟试验基础上的腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定技术目前尚不完善.本文通过退役飞机全尺寸结构疲劳试验结果与对应的关键部位腐蚀条件下疲劳寿命评定结果的对比分析方法,验证腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定方法,同时提出了用已服役多年飞机全尺寸结构疲劳试验结果修正地面停放腐蚀修正系数曲线及加速环境谱当量加速关系的方法.     

可控约束阻尼层板的控制实验研究

对具有可控约束阻尼层的板进行了振动控制实验研究． 以压电片作为作动器,根据测量的结构振动信号,反馈控制约束层的变形,抑制板的振动． 对试验件进行了试验模态分析,讨论了压电片的附加位置;采用比例反馈对试验件进行了控制试验;试验给出了控制效果和压电片面积的关系． 研究结果证明,这种利用粘弹性阻尼抑制结构的高频振动,利用压电材料的逆压电效应控制结构的低频振动的主被动杂交控制方式对薄壁结构的振动抑制效果显著,控制频率范围宽,可靠性高．     

典型密封元件的失效分析与失效过程研究

飞机整体油箱结构的密封性对飞机安全性和续航能力有很大影响,所以密封胶失效分析和失效过程研究就显得相当重要．为了研究密封胶的失效,根据密封胶的受力特点,本文设计了典型元件的密封试验（平板型和T型）,通过试验得到了这两种结构的失效载荷和最大载荷．同时,利用有限元模拟软件ABAQUS对试验进行了模拟计算,使用cohesive模块实现对密封胶层的模拟．通过观察胶层失效过程,得到了胶层失效后的破坏路径,找到了容易发生泄漏的位置,并给出了失效载荷与最大载荷的关系．通过对比试验结果和模拟计算结果,验证了有限元模拟分析的可靠性,并对结果进行了讨论．     

一种用于振动疲劳试验研究的典型翼面模拟件

为开展飞机典型翼面结构振动疲劳问题及相关试验技术的研究,参考某型飞机垂尾翼面设计了其模拟件。在有限元分析软件Abaqus中建立其有限元模型,进行该模拟件的动力学分析和优化,使其模拟某飞机垂尾的前三阶模态。结合模态振型分析,给出一种确定单点振动载荷最优加载点的方法。窄带随机试验结果表明,模拟件达到了设计要求,可以用于某飞机垂尾翼面振动疲劳问题及相关试验技术的研究。     

一种新的振动叠加气动耦合加载技术

飞机机动飞行时,机体结构受到随机振动叠加气动的耦合载荷作用,有可能迅速产生破坏。为了考核在这种振动环境下飞机的结构强度及使用寿命能否达到设计要求,需要提供有效的地面试验验证手段和可靠的试验数据。本文研究了一种振动叠加气动的耦合载荷加载技术,通过液压球头传递振动载荷,同时通过气囊施加气动载荷,并设计进行了原理性验证试验。试验结果表明,这种耦合载荷加载技术可以避免过多改变试件自身的振动特性,同时可精确实现振动叠加气动的耦合载荷加载,真实模拟试验件的振动工作环境。此项技术可应用于现代战机的地面结构强度研究。     

民机机身结构耐撞性研究的进展与挑战

应急着陆场景下的民机耐撞性与乘员安全直接相关,是民机安全性的重要体现,其中机身结构耐撞性是民机结构强度领域内的研究热点。机身结构耐撞性是复杂的非线性冲击动力学问题,涉及到结构的大变形、断裂失效与动态接触等。运输类飞机适航标准对机身结构耐撞性做出了明确规定,要求通过合理的设计,避免乘员承受过于严酷的冲击载荷,维持客舱内大质量体的有效约束,保持乘员的可生存空间以及维持乘员应急撤离通道的可用等,相关的设计需要通过实验方法或经验证的分析方法进行评估。本文对民机机身结构耐撞性研究中的几个关键问题,如紧固件和机械连接结构的冲击动力学行为,高效吸能元件与吸能结构设计方法,机身结构耐撞性评估的实验与数值方法等近年来的研究情况进行了分析,总结了主要研究进展,并分析了当前研究面临的主要挑战。     

民机机身结构耐撞性研究的进展与挑战

应急着陆场景下的民机耐撞性与乘员安全直接相关，是民机安全性的重要体现，其中机身结构耐撞性是民机结构强度领域内的研究热点。机身结构耐撞性是复杂的非线性冲击动力学问题，涉及到结构的大变形、断裂失效与动态接触等。运输类飞机适航标准对机身结构耐撞性做出了明确规定，要求通过合理的设计，避免乘员承受过于严酷的冲击载荷，维持客舱内大质量体的有效约束，保持乘员的可生存空间以及维持乘员应急撤离通道的可用等，相关的设计需要通过实验方法或经验证的分析方法进行评估。本文对民机机身结构耐撞性研究中的几个关键问题，如紧固件和机械连接结构的冲击动力学行为，高效吸能元件与吸能结构设计方法，机身结构耐撞性评估的实验与数值方法等近年来的研究情况进行了分析，总结了主要研究进展，并分析了当前研究面临的主要挑战。     

Resolving applied-mechanics problems in creating Antonov transport aircraft

Some problems of flight mechanics encountered in creating transport aircraft designed by O. K. Antonov are described. To solve these problems, the Antonov ASTC used equations that describe the motion of aircraft under diverse conditions, including during cargo airdrop, under servotab control, and with multileg landing gears. The results of the theoretical and experimental studies as well as the practical work carried out to make aircraft structures of polymer composite materials are presented. Approaches to and a sequence of resolving problems of designing low-, medium-, and high-loaded structures are outlined. Photos of the most typical composite components and structures are shown Dedicated to the 100th birthday of O. K. Antonov and to the 60th anniversary of the O. K. Antonov Aeronautical Scientific and Technical Complex __________ Translated from Prikladnaya Mekhanika, Vol. 42, No. 10, pp. 3–12, October 2006.     

基于耦合算法的三维复杂结构冲击动力学特性

光滑粒子流体动力学-有限元耦合算法（SPH-FEM）较好地结合了SPH和FEM的优势,近年来逐渐被引入冲击动力学相关问题研究中。然而早期的研究对象多为单一材料的简单结构,所取得的研究成果距离实际工程应用仍有一定差距。为此,在总结前人工作的基础上,对SPH-FEM耦合算法进行适当改进,通过引入复合材料损伤模型,对复合材料蒙皮结构飞行器舱段结构进行建模计算,分析其在爆炸冲击激励下的冲击动力学特性。将数值计算结果与试验结果进行对比分析,验证该算法和模型的有效性和准确性,初步实现SPH-FEM的工程实际应用。最后总结了复合材料蒙皮结构飞行器在爆炸冲击激励下的一系列结构动态响应规律,以期为航天飞行器结构设计与防护提供参考。     

运七飞机座舱的压电主动振动控制实验研究

由于实验规模与复杂性的限制 ,将压电材料用于实际飞机振动主动控制的实验研究极少 ,因而缺少对其实用潜力的探讨。为评估压电陶瓷在实际飞机结构上用于减振的可行性和效果 ,以运七飞机座舱壁板为试件 ,实地进行了基于准独立模态控制策略的主动振动控制实验 ,取得理想的控制效果 ;表明了建模和控制方法的正确性与有效性 ,同时反映出压电结构的应用潜力和前途是十分广阔的     

用投影光栅方法测量飞机构件的屈曲

介绍了投影光栅方法在飞机构件稳定性测量中的应用及其数字图像处理方法.     

Large eddy simulation of aircraft wake vortex with self-adaptive grid method

A self-adaptive-grid method is applied to numerical simulation of the evolution of aircraft wake vortex with the large eddy simulation(LES). The Idaho Falls(IDF)measurement of run 9 case is simulated numerically and compared with that of the field experimental data. The comparison shows that the method is reliable in the complex atmospheric environment with crosswind and ground effect. In addition, six cases with different ambient atmospheric turbulences and Brunt V¨ais¨al¨a(BV) frequencies are computed with the LES. The main characteristics of vortex are appropriately simulated by the current method. The onset time of rapid decay and the descending of vortices are in agreement with the previous measurements and the numerical prediction. Also, secondary structures such as baroclinic vorticity and helical structures are also simulated.Only approximately 6 million grid points are needed in computation with the present method, while the number can be as large as 34 million when using a uniform mesh with the same core resolution. The self-adaptive-grid method is proved to be practical in the numerical research of aircraft wake vortex.     

飞机撞击建(构)筑物研究进展

飞机撞击重要建(构)筑物会导致灾难性后果。本文从试验研究、理论分析、数值模拟等3个方面对飞机撞击建(构)筑物的国内外研究现状,相关研究难点、需要注意的问题和研究方向及趋势进行总结,包括:缩比试验的系统和验证,飞机撞击力模型,撞击所致局部破坏计算公式,飞机和建(构)筑物的精细化建模,撞击所致振动特性,撞击荷载和火荷载对结构的耦合毁伤效应,一般模型和精细化模型、解耦和耦合方法以及不同数值模拟程序计算结果的对比分析等方面,以期为后续研究提供参考。     

Elastic waves from localized sources in composite laminates

This paper is concerned with the analysis of elastic waves generated by localized dynamic sources in structural composites. The source can be external, involving acoustic wave loading as in the so called leaky Lamb wave experiment, and low-velocity foreign object impact on the surface of the structure, or internal, as in sudden crack initiation and its rapid growth from existing internal flaws. All three problems are of critical importance in the safe operation of composite structures, due to their vulnerability to hidden delaminations that can occur in composite materials when they are subjected to this type of loads. It is well known that both the dynamic surface loading associated with impact, and the sudden “opening” of an internal crack associated with the extension of a preexisting flaw act as sources of elastic waves in the material of the structure. The research reported here consists of model-based analysis of the guided waves generated by surface loading and microcrack initiation in graphite epoxy composite laminates commonly used in aircraft and aerospace structures. The objective of this study is to develop a mechanics based understanding of the causal relationship between the properties of the source and the characteristics of the waves generated by its initiation and propagation. The results of this research are expected to be useful in developing effective health monitoring systems for new as well as aging aircraft and aerospace structures.     

爆炸载荷下飞机典型加筋结构毁伤特性

为了探讨爆炸载荷下飞机典型加筋结构的响应规律,开展了爆炸实验,获得了飞机典型结构表面的反射超压历程,加筋结构的应变、位移等结构响应数据。并结合实验结果建立了高置信度的有限元模型,研究了所选结构的变形分布规律和塑性毁伤特性。结果表明,对于本文中选取的飞机加筋结构,塑性变形除了会开始于常见的加强筋中点外,还会开始于加强筋与加强筋联结处、加强筋与外框联结处。这主要是受加筋板的双向拉伸变形和应力集中的影响。进一步总结了随冲击波正压时间增长,能够引发加筋结构塑性变形的有效冲量和反射超压峰值阈值。研究结果对飞机气动外形、抗爆能力设计具有重要意义。