薄板在冲击载荷下线弹性理想塑性响应的相似性研究

对于比例模型和原型使用不同弹塑性材料的冲击相似性问题,由于弹性和塑性阶段材料特性的差别及其在不同变形阶段的弹性塑性共存现象,将导致原有的结构冲击相似性理论失效。基于薄板冲击问题的理论模型,采用方程分析方法重新推导了材料线弹性以及理想刚塑性共存时的冲击响应的相似律。提出了一种能够同时考虑弹性变形和塑性变形的结构缩放响应相似性分析的厚度补偿方法,并利用数值分析验证了提出方法的适用性。分析结果表明,使用厚度补偿方法得到的比例模型结构响应能够准确地预测原型结构的冲击响应。     

受轴向冲击薄壁圆管的几何畸变相似律研究

对于受轴向冲击载荷作用的薄壁圆管动态响应的相似律问题,由于圆管的薄壁特性导致厚度无法与高度和半径按相同的比例进行结构缩放,从而产生模型的几何畸变,此时传统的相似律已无法描述原型与畸变模型之间的动态响应规律。基于薄壁圆管轴向冲击问题的控制方程,通过能量守恒和量纲分析,推导了考虑几何畸变条件下轴向冲击载荷作用的理想弹塑性薄壁圆管动态响应的相似律。通过在给定应变与应变率区间上建立比例模型预测的流动屈服应力与原型流动屈服应力的最佳逼近关系,将几何畸变相似律进一步推广至包含应变率和应变硬化的材料。通过数值方法验证了提出的几何畸变模型相似律的适用性。分析结果表明,提出的考虑厚度畸变的受轴向冲击薄壁圆管的相似律可用于预测原型结构的冲击动态响应,并显著降低比例模型与原型结构平均载荷和能量的偏差。     

基于Cowper-Symonds方程的相似理论修正方法

针对应变率敏感材料冲击实验的指导需求,给出了一种传统相似理论的修正方法。该方法在已有的动态相似理论基础上,考虑了因实验时模型与全尺寸原型制造材料不同,而导致外载条件相似系数对应变率效应对结果造成的影响:通过引入Cowper-Symonds方程,重新推导了外载条件相似系数的计算公式,并对两种不同材料（是否应变率敏感）的缩放模型冲击实验结果进行讨论,表明该方法相较于传统理论能够准确给出外载条件相似系数、提高模型预测精度。     

结构冲击畸变问题的直接相似方法研究

结构受冲击时由不同材料引起比例模型与全尺寸原型的畸变,通常通过修正比例模型的速度或密度进行补偿.然而传统的修正方法,存在需预先测试结构响应、依赖特殊本构方程、不能反映动态过程的缺陷,因而限制了相似理论在比例模型试验中的直接应用.本文提出了一种不同材料畸变问题的直接相似方法.它通过建立应变率区间上比例模型预测的流动屈服应力与原型流动屈服应力的最佳逼近关系,直接获得了修正速度或修正密度的比例因子,完成了比例模型与原型的动态相似关系.基于Norton-Hoff, Cowper-Symonds, Johnson-Cook三种经典的本构模型,研究了材料应变率敏感性特征参数、参考应变率、屈服应力、密度在动态相似关系中的作用.并通过受质量冲击的折板结构算例,验证了直接相似方法的有效性.分析表明,本文提出的直接相似方法不需要预先测试结构的响应,不依赖特殊的本构方程、强调动态相似特性,具有直接、高效、通用的特点.此外,动态相似关系的最佳逼近效果,受材料应变率敏感性特征参数控制,屈服应力、密度和参考应变率影响不大;当比例模型应变率敏感性特征参数与原型相近,可获得最佳逼近.     

结构冲击畸变问题的直接相似方法研究

结构受冲击时由不同材料引起比例模型与全尺寸原型的畸变, 通常通过修正比例模型的速度或密度进行补偿. 然而传统的修正方法, 存在需预先测试结构响应、依赖特殊本构方程、不能反映动态过程的缺陷, 因而限制了相似理论在比例模型试验中的直接应用. 本文提出了一种不同材料畸变问题的直接相似方法. 它通过建立应变率区间上比例模型预测的流动屈服应力与原型流动屈服应力的最佳逼近关系, 直接获得了修正速度或修正密度的比例因子, 完成了比例模型与原型的动态相似关系. 基于Norton-Hoff, Cowper-Symonds, Johnson-Cook三种经典的本构模型, 研究了材料应变率敏感性特征参数、参考应变率、屈服应力、密度在动态相似关系中的作用. 并通过受质量冲击的折板结构算例, 验证了直接相似方法的有效性. 分析表明, 本文提出的直接相似方法不需要预先测试结构的响应, 不依赖特殊的本构方程、强调动态相似特性, 具有直接、高效、通用的特点. 此外, 动态相似关系的最佳逼近效果, 受材料应变率敏感性特征参数控制, 屈服应力、密度和参考应变率影响不大; 当比例模型应变率敏感性特征参数与原型相近, 可获得最佳逼近.      

BWB民机非圆形增压座舱结构设计研究

BWB民机的非圆形机身在内部增压载荷作用下引起了很高的弯曲应力,而不是传统圆形机身的表面膜应力.为了解决此问题,针对150座BWB民机机身结构特点,建立了三种改进的复合材料三舱室机身结构模型,在大变形条件下进行了优化计算分析.研究结果表明,此方法不仅有效降低了增压载荷下非圆形机身的弯曲应力和变形,而且获得了机身结构优化设计方案和复合材料铺层厚度的优化比例,为BWB民机机身设计提供了重要参考.     

Zr基非晶合金JH-2模型的构建及应用

为构建Zr_62.5Nb₃Cu_14.5Ni₁₄Al₆非晶合金在高压、大应变、高应变率状态下的材料模型，采用根据实验数据理论推导和数值模拟对比反馈的方法，对材料的Johnson-Holmquist本构模型（JH-2模型）参数进行了研究:材料的静水压力-体应变关系通过平板冲击实验数据和理论推导得到；无损材料强度与应变、应变率的关系通过轴向压缩实验数据确定；材料损伤参数与破碎材料强度参数的关系通过平板冲击实验数据确定；破碎材料强度参数通过数值模拟与实验结果对比的反馈法得到。将材料模型应用于平板冲击和破片侵彻的数值模拟，通过数值模拟与实验结果对比的方式，验证材料模型的准确性。结果表明，平板冲击实验中，材料的自由面粒子速度曲线与数值模拟结果吻合度较高；破片侵彻实验中，破片对钢靶的侵彻深度、开坑孔径与数值模拟结果的一致性较好，构建的材料模型较准确反映了材料的动态力学特性。     

修正金属本构模型在超高速撞击模拟中的应用

为更加准确地计算93钨合金弹超高速撞击Q345钢板问题,构建了修正的金属本构模型。引入GRAY三相物态方程描述材料相态变化,采用Johnson-Cook强度模型描述撞击后期材料的力学行为。结合封加波损伤演化模型以及Johnson-Cook失效模型描述不同应力三轴度下材料的拉伸、剪切失效行为;引入曹祥提出的断裂演化模型,描述材料失效后应力归零的过程。通过对比超高速撞击数值模拟结果与实验结果,验证了本构模型的适用性,并进一步分析了典型弹靶撞击条件下破片群的空间分布特征。研究结果表明:基于修正金属本构模型获得的超高速撞击靶板穿孔直径、弹体侵蚀长度、破片群扩展速度结果与实验结果一致;GRAY三相物态方程能够相对准确地给出弹体撞击首层靶板以及剩余弹体、破片群撞击第2层靶板时弹靶材料的熔化情况;封加波损伤演化模型能够准确判断超高速撞击过程中靶板是否产生层裂破坏;综合封加波损伤演化模型、Johnson-Cook失效模型以及曹祥提出的断裂演化模型后,数值模拟获得的破片群撞击后效靶板的穿孔面积与累积数量的统计曲线结果与实验结果一致;获得了典型条件下的柱形93钨弹体超高速撞击Q345靶板破片群空间分布结果,破片群的前端具有较高的质量、轴向动量以及横向动量（绝对值）。     

高速冲击载荷下梯度金属泡沫夹芯梁的动态响应与失效

采用泡沫弹冲击加载实验对梯度金属泡沫夹芯梁结构开展了不同冲击强度下的动态响应和失效研究，分析了由三种不同密度泡沫铝组成的等面密度的五种不同梯度的夹芯结构在夹支边界条件下的抗高速冲击性能，结合三点弯曲实验，研究梯度效应对夹芯结构抗冲击性能的影响。研究表明：密度梯度对结构的失效过程和失效模式有着明显的影响，且夹芯梁结构的初始失效模式对结构整体响应和主要的能量吸收机制起着主导作用；当冲击条件不足以使得均质芯材发生压缩时，均质及负梯度夹芯结构初始失效模式为整体弯曲变形，低强度芯层位于前两层的梯度结构随着冲击强度的变化出现不同程度的局部芯层压缩；当冲击强度较低时，梯度结构通过丰富的局部失效表现出明显优于均质结构的抗冲击变形能力；当冲击强度大于临界值时，均质结构具有更好的抗冲击变形能力。通过合理地设计密度梯度实现逐层压缩吸能，能够有效的提升防护结构的抗冲击性能。     

SS304不锈钢高温非比例多轴循环变形行为的粘塑性本构描述

在350℃和700℃下SS304不锈钢的非比例多轴循环变形行为进行了系统的实验研究。在此基础上,在统一粘塑性本构理论的框架下改进和发展了一个新的循环本构模型。该模型给出了新的背应力演化方程,引入了非比例度参量,考虑了温度效应和最大塑性应变幅值记忆效应,能够对材料的高温非比例多轴应变循环变形行为和棘轮行为进行统一描述。模型的模拟结果与实验结果比较表明:该模型对SS304不锈钢高温非比例多轴循环变形行为的描述比较合理。     

Predicting the behaviour of structures under impact loads using geometrically distorted scaled models

When a scaled structure (model or replica) is used to predict the response of a full-size compound (prototype), the model geometric dimensions should relate to the corresponding prototype dimensions by a single scaling factor. However, owing to manufacturing technical restrictions, this condition cannot be accomplished for some of the dimensions in real structures. Accordingly, the distorted geometry will not comply with the overall geometric scaling factor, infringing the Π theorem requirements for complete dynamic similarity. In the present study, a method which takes geometrical distortions into account is introduced, leading to a model similar to the prototype. As a means to infer the performance of this method, three analytical problems of structures subjected to dynamic loads are analysed. It is shown that the replica developed applying this technique is able to accurately predict the full-size structure behaviour even when the studied models have some of their dimensions severely distorted.     

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。     

远距离爆炸荷载作用下钢框架几何相似律研究

根据Π定理推导了远距离爆炸荷载作用下钢框架原型结构与缩比模型的几何相似律表达式。基于已有的钢框架子结构爆炸实验,采用AUTODYN建立了钢框架子结构数值模型,验证了流固耦合方法在结构爆炸响应分析中的可靠性。在此基础上,对比了流固耦合方法和解析爆炸边界方法在钢框架远距离爆炸数值模拟中的准确性和计算效率,结果表明,解析爆炸边界方法可以合理地模拟远距离爆炸荷载作用下钢框架的动态响应,且计算效率较高。最后,采用该方法分析了具有不同相似比的两层三跨钢框架结构在远距离爆炸荷载作用下的动态响应及毁伤效应,结果表明:该结构的动态响应和毁伤效应符合几何相似规律。     

THE STRENGTHENING OF AERO-TRANSPORT WITH LARGE OPENING

为了对运输类飞机机身大开口结构进行加强,满足刚度连续变形协调的设计要求,本文对机身大开口结构和完整机身结构的刚度进行了深入研究,首先简化了计算模型,对刚度进行了计算,提出了刚度比的定义,得出刚度比与大开口角度、机身半径、蒙皮厚度以及边梁面积之间的关系表达式,得到运输类飞机机身大开口结构加强的原则和方法,在型号上成功得到了应用,用于指导初期的结构设计.     

典型梁-缘结构鸟撞破坏的有限元分析

以某特种飞机机身处典型支撑结构为对象,建立了鸟撞击多层间隙梁-缘结构的三维有限元分析模型。在给定的三种工况下,运用大型非线性动力学有限元分析程序ANSYS/LS-DYNA的ALE-Lagrange耦合运算功能,计算得到了鸟撞击关键部位的数值结果及结构的鸟撞临界速度,考察了不同撞击点对结构动响应的影响,分析了结构鸟撞破坏机理,经与全尺寸实验结果比较,不论是结构的变形量还是破坏模式,两者均吻合较好,从而证明了本文方法及模型的正确性。     

高压捕获翼构型亚跨超流动特性数值研究

为研究高压捕获翼布局在亚跨超条件下的流动特性, 选取圆锥?圆台机体组合捕获翼概念构型, 在马赫数0.3 ~ 3速域范围内, 选取典型状态点, 采用数值模拟在 0°攻角条件下进行了计算和分析. 结果表明, 在整个速域范围内, 由于机体与捕获翼在对称面附近的垂向距离最小, 因此二者之间的气动干扰最为明显, 且沿展向逐渐减弱. 同时, 随马赫数增大, 机体与捕获翼间的流场结构明显不同, 具体表现为: 当Ma<0.5时, 未出现流动分离现象, 当Ma>0.5时, 机体后段开始出现明显的流动分离, 由于捕获翼与机体形成先收缩后扩张的等效通道, 捕获翼下表面和机体上表面的压力均先减小后增大; 进入跨声速速域后, 在捕获翼的影响下, 流动分离更加明显, 机体与捕获翼之间开始出现激波, 并且与分离区相互作用, 同时出现激波串, 捕获翼下表面产生明显的压力波动现象, Ma=1.5时, 通道内激波位置基本到达机体尾部, 分离区基本消失; 当Ma>2以后, 整个流场呈现以激波为主导的结构形式, 捕获翼下表面和机体上表面的压力分布逐渐趋于平缓.