复合材料盒段耐久性／损伤容限试验研究

纤维增强复合材料结构的耐久性／损伤容限设计是目前飞机设计中极为关注的问题，但是，有关这方面的理论分析尚未成熟，本文通过对复合材料盒段的耐久性／损伤容限的试验研究，得到一些有关复合材料结构耐久性／损伤容限设计的结呆，可供复合材料结构设计和进一步理论探讨引介。     

基于动态面搭接技术的直升机旋翼流场分析

为了进一步提高直升机旋翼流场计算的精度与效率,本文根据直升机旋翼的运动特点,发展了一种基于结构化网格动态面搭接技术及低速预处理技术的直升机旋翼流场的非定常数值分析方法。采用该方法分别对Caradonna-Tung、UH-60A旋翼模型的悬停流场及NASA某旋翼无升力前飞流场进行了数值分析;将计算所得的旋翼表面压力分布与风洞试验结果进行了对比,对旋翼的尾涡结构进行了相关分析。分析结果表明:本文所发展的方法具有较高的精度且计算速度快,并能够比较准确地捕捉直升机旋翼的尾涡结构,可以用于直升机旋翼流场的分析研究,从而为开展考虑挥舞及变距运动的直升机旋翼前飞状态非定常气动特性的研究奠定了基础。     

损伤复合材料结构可靠性分析模型的初步探讨

大量实验研究表明,复合材料损伤容限设计主要是一个静力问题,基于此,本文用履盖的方法对局部损伤进行工程化处理,研究了固有损伤和冲击损伤对复合材料性能的影响;然后将这一处理方法引入到复合材料的可靠性分析中去,得到了带损伤的复合材料结构的可靠性分析模型,最后用两个算例检验了本文提出的方法,得出的结论与定性分析相同,对工程设计可以提供定量的指导。     

直升机旋翼/机体动稳定性研究进展

首先对直升机旋翼/机体动不稳定性问题的种类进行了简要概述,包括旋翼挥舞/变距、变距/摆振、挥舞/摆振和挥舞/摆振/变距耦合等孤立旋翼动不稳定性问题,以及直升机地面共振和空中共振等旋翼/机体耦合动不稳定性问题,然后分别从气动力与结构的高精度数值模型、动稳定性的计算分析方法和实验模型测试3 个方面详细介绍了直升机旋翼/机体动不稳定性问题的研究现状,并着重讨论了直升机旋翼/机体动稳定性分析技术最近的主要研究方向:耦合CFD(computational fluid dynamics)/CSD(computational structuraldynamics) 的直升机旋翼气弹动稳定性分析、复合材料旋翼动稳定性分析及其材料不确定性影响、带减摆器的旋翼/机体动稳定性分析和先进直升机构型的旋翼/机体动稳定性分析,最后对直升机旋翼/机体动稳定性研究的发展趋势进行了展望.     

直升机不平衡旋翼动力学建模与轴心运动轨迹分析方法研究

研究了Johnson提出的倾转旋翼不平衡载荷前飞动力学模型,将其桨叶分析方法应用于直升机旋翼系统模态分析。在刚性条件假设下推导了直升机旋翼弹性阻尼和惯性力综合作用时桨叶的挥舞和摆振运动方程,给出了固定和旋转坐标系下对应的运动方程。通过引入均匀入流和线性扭转假设,获得了运动方程的理论解析解。利用叠加原理,得到了桨毂轴心运动方程;采用Newmark法进行振动微分方程求解,最终得到了直升机旋翼的轴心运动轨迹。以某型直升机旋翼系统为例,验证了本研究所提出旋翼桨叶模态分析方法的准确性,给出了兼顾计算精度和效率的最佳求解步长选取方法;预测了典型飞行状态下的桨毂轴心运动轨迹,为直升机旋翼系统设计提供了基础方法和技术参考。     

大变形复合材料柔性梁静,动特性的试验研究

本文对两种铺层的复合材料柔性梁进行了静、动特性的试验研究，重点研究了挠度、结构耦合、梁的根部安装角等对变形、固有频率的影响。得出的结论有助于直升机旋翼桨叶的设计和发展，并且验证了大挠度复合材料柔性梁的分析模型     

一种复合材料旋翼桨叶结构大变形分析方法的改进及验证

提出了一种适用于直升机旋翼复合材料桨叶大变形分析的改进方法。将旋翼桨叶变形分析分解为一维非线性分析和二维剖面特性分析,并考虑横向剪切、翘曲对剖面刚度及弹性耦合的影响;为使方法适用于旋翼气动弹性分析,将应变能中的广义应变用参考轴线处的弹性运动表示,保留所有非线性项,推导出计算复合材料桨叶大变形的公式;采用有限元法处理方程,对梁结构进行了分析,并将大变形状态下的位移计算结果与Princeton梁实验值、Minguet复合材料梁实验值以及中等变形梁理论计算结果进行了比较,验证了大变形状态下本文计算方法的正确性;此外与中等变形梁模型计算结果的对比,验证了本文方法在计算精度上的提高。     

共轴双旋翼桨叶结构载荷试飞研究

从共轴式直升机双旋翼系统的实际结构布局出发,建立上、下旋翼桨叶载荷校准试验力学模型,选择非翼型的桨叶根部段作为桨叶测量剖面进行应变桥路设计,通过单向加载法的桨叶载荷校准试验获得上、下旋翼桨叶载荷方程。提出一种共轴双旋翼载荷测量方案,并据此研制基于小遥测应变测量技术的机载测试系统应用于外场试飞测试。真实大气环境下飞行实测的共轴双旋翼桨叶挥舞弯矩的分析表明:上、下桨叶的挥舞弯矩随时间呈现周期性变化,并且出现正、负脉冲对应现象;平飞状态上、下桨叶的挥舞弯矩相差不大,而悬停状态差别明显;对下旋翼桨叶挥舞弯矩交变量要予以特别关注。文中使用的小遥测应变测量技术已经在某型共轴式直升机飞行试验中成功应用,所测量的双旋翼桨叶结构载荷对共轴式直升机研究工作意义重大。     

粗纤维压电复合材料(MFC)对旋翼桨叶模型扭转控制的实验及数值研究

对直升机旋翼桨叶进行主动扭转控制是直升机减振主动控制技术中的有效方法之一.本文采用粗纤维压电复合材料(MFC)对旋翼模型进行了扭转控制的实验研究,并建立该结构的有限元模型,将数值结果与实验结果进行了对比分析.实验中,我们采用预扭的悬臂梁模拟旋翼桨叶,在其上表面贴有MFC压电片进行作动.测量得到了不同作动电压下结构的扭转变形,与数值结果进行对比,两者具有很好的一致性.实验及数值结果表明,随着作动电压的增大,结构的扭转角呈线性增加;MFC材料各向异性系数增大,梁的扭转角亦相应增加,采用MFC材料对旋翼进行扭转控制是行之有效的.     

蜂窝夹芯板贯穿孔损伤修理容限上限确定方法

为确定蜂窝夹芯板贯穿孔损伤能修与不能修理的理论界限(即修理容限上限),提出了一种基于参数化建模与遗传算法搜索的修理容限上限确定方法。首先采用ABAQUS有限元软件创建蜂窝夹芯板贯穿孔损伤修理分析模型，其中使用Hashin失效准则分析复合材料面板的损伤起始与扩展，并在修理铺层与母板间设置了cohesive内聚力单元，以预测修理结构的强度。同时开展了无损伤、含穿透损伤、修理板的对比压缩试验，验证有限元模拟结果的准确性。在此基础上，采用Python编程语言对结构修理模型进行参数化建模，并与基于NSGA-II遗传算法的modeFRONTIER优化软件进行集成，快速搜索出优化修理方案，再采用二分法最终确定蜂窝夹芯板贯穿孔损伤的修理容限上限。结果表明：蜂窝夹芯板修理分析模型的预测结果与试验值吻合较好，证明了建模方法的准确性；参数化建模结合遗传算法的方法能够快速确定蜂窝夹芯板贯穿孔损伤的修理容限上限，可大幅度减少计算工作量。     

复合材料修补结构腐蚀扩展特性实验研究

为了研究腐蚀环境对复合材料修补结构疲劳特性的影响,开展以某型飞机加速环境谱为基础的预腐蚀试验,并采用递进式的试验方法分别完成对未修补未腐蚀、修补但未腐蚀、又修补又腐蚀的试样疲劳裂纹扩展试验。利用试验数据计算了复合材料修补构型、腐蚀环境对裂纹尖端应力强度因子影响的修正系数,并确定了通过试验验证的修补结构疲劳裂纹扩展修正模型。该模型预测腐蚀环境下修补结构的疲劳寿命与试验值一致。试验数据和预测模型可为海军飞机复合材料修补结构的损伤容限设计提供参考。     

直升机旋翼与机身耦合固有频率分析

在分析直升机旋翼挥舞，扭摆，变距运动基础上，应用多体系统动力学建模法建立直升机旋翼与机身耦合的动力学方程。在直升机稳定飞行状态下，对其动力学方程中描述直升机机身刚体运动的参数和旋翼刚体运动的参数进行泰勒展开，做线性化处理，导出直升机旋翼与机身耦合线性化动力学方程，然后计算系统的固有频率。分析计算了一个直升机样机的固有频率，算例表明机身的弹性变形对系统的固有特性有一定的影响。     

直升机旋翼液压阻尼器的动载荷分析

针对直升机旋翼液压阻尼器的力-速度非线性特性以及阻尼器与桨叶的变距、挥舞、摆振运动存在几何耦合的特点,提出了一种预估液压阻尼器飞行动载荷的计算模型。针对直升机悬停、巡航、大速度、定常转弯这几种典型的飞行状态,计算得到了液压阻尼器轴向速度和动载荷随桨叶方位角的变化曲线,分析了阻尼器特性对其飞行载荷的影响。结果表明:在四种典型的定常飞行条件下,阻尼器的轴向速度幅值均大大超过了其定压活门的开启速度,实际阻尼器的飞行动载荷幅值比设计值高38.1%~49.5%。这是由实际飞行中定压活门弹簧的预压缩量增加,使定压活门的开启压力提高所导致的。此种情况会对旋翼系统的结构强度和疲劳寿命带来不利影响,为降低其动载荷,需要改进定压活门弹簧预紧机构的设计,使其力-速度特性满足设计指标。     

复合环境下直升机旋翼动力特性分析

考虑直升机旋翼旋转时声场、应力刚化、几何大变形等复合运行环境,对多种影响因素下的旋翼动力特性进行研究。通过实验测试数据建立了直升机旋翼结构的动力有限元模型,对旋翼在静止、应力刚化影响下的动力特性进行了分析;建立旋翼声振耦合动力学模型,考虑外声场和旋翼几何非线性影响因素,深入研究旋翼动力特性的变化规律,分析了其内在机理。研究分析发现:考虑声场影响后结构前三阶的固有频率误差分别减小了0.46%、0.82%、0.45%,更接近实验值,旋翼桨叶的振幅峰值明显降低;应力刚化对旋翼模态影响较大,随着其转速的增加固有频率呈二次曲线上升趋势;几何非线性使旋翼的共振频率值略微增大、振幅极值减小。     

纺织结构复合材料冲击拉伸研究进展

纺织结构复合材料是以纺织结构作为增强体的一类复合材料, 其在一系列实际应用时往往要承受着高速冲击拉伸、冲击压缩等冲击载荷(冲击加载) 的作用. 因为纺织结构的整体性能, 纺织结构复合材料具有优异的抗冲击、抗分层与高损伤容限性能. 研究复合材料的冲击性能对于纺织结构复合材料的设计与应用具有指导作用. 本文详细介绍了纺织结构复合材料的发展, 纺织结构的种类及纺织结构复合材料的冲击拉伸性能实验与有限元分析研究情况, 同时也分析了纺织结构复合材料冲击拉伸破坏下的破坏机理研究进展, 并对纺织结构复合材料冲击拉伸性能研究的发展进行了展望.     

从竹蜻蜓到直升机旋翼系统

通过对蜻蜓目昆虫的古文献记载、蜻蜓的飞行特点以及葛洪在《抱朴子》中有关"飞车"记载的分析,指出现有文献中关于"竹蜻蜓"起源说法的不当之处.在分析竹蜻蜓的直升飞行状态和倾斜飞行的进动特性的基础上,阐述了直升机旋翼系统与竹蜻蜓的不同之处.指出直升机旋翼系统的拉力产生原理虽近似于竹蜻蜓,但现今已发展成为一个非常复杂的系统,科技含量远高于竹蜻蜓.古代的发明是由生活经验促成,与现代许多发明之原理相近,但是没有及时形成知识体系,仅停留在个案层面,不易推而广之;需要把经验逻辑化、体系化,才便于指导工程实践,形成良性循环.     

基于指数收敛的四旋翼无人机鲁棒自适应飞行控制

针对四旋翼无人机鲁棒自适应飞行问题,提出了一种基于指数收敛的控制方法。考虑到四旋翼系统的欠驱动、强耦合等非线性特性,采用线性化反馈控制策略实现对其轨迹追踪飞行能力的基本控制;针对线性化反馈控制易受系统内外部未知干扰等影响,采用基于指数收敛干扰观测器组合控制设计,实现四旋翼飞行的鲁棒与自适应控制;线性反馈及状态观测器控制系统基于指数收敛稳定。进行了仿真分析,结果表明,干扰观测器对四旋翼系统中存在的未知干扰具有很好的估计能力,所设计的基于指数收敛控制系统,结构简单,且具有较强的干扰抑制能力和较高的系统稳定性,满足四旋翼无人机的鲁棒及自适应飞行能力要求。     

大飞机研制中的若干复合材料力学问题

简要介绍了先进复合材料在当代大型飞机结构中的应用状况，以及相关的力学问题，着重论 述了复合材料及结构的工艺力学、跨尺度材料/结构一体化设计问题和力学性能表征、高效复 合材料结构设计和力学分析、复合材料损伤容限与耐久性设计、大型飞机的安全监测和管理 系统等. 指出，从目前国际上以及我国复合材料在大型飞机结构上的应用趋势来看，我们需 要进一步发挥广大力学工作者与相关领域科研人员和工程师的协同作用，提高我国复合材料 基础研究和应用水平，使复合材料在提升我国研制的大飞机的先进性和竞争力方面发挥重要 的作用.     

民机复合材料结构冲击后压缩设计值的确定方法

冲击后压缩设计许用值是复合材料飞机结构设计的一个非常重要的参数。本文通过分析常用的目视检测方法和飞机结构冲击能量统计结果,从凹坑深度和冲击能量截止值两方面定义了目视勉强可见损伤;根据民机设计兼顾安全性和经济性的特点,作者提出压缩设计许用值中的目视勉强可见损伤应综合考虑,慎重确定。文章还研究了复合材料层压板的抗冲击性能,从工程应用角度给出了结构冲击后压缩设计许用值的确定要点,即用小试样的冲击后压缩试验结果推导的基准系数和环境系数,对元件乃至典型结构件的冲击后压缩试验结果进行修正。     

一种复合材料桨叶气动弹性优化设计方法

考虑到直升机旋翼流场的复杂性,准确的气动力计算需要采用计算流体力学(CFD)方法,而旋翼桨叶由于展弦比较大,几何非线性效应突出,采用计算流体力学和有限元分析(CFD-FEA)方法实现桨叶的单次双向流固耦合分析就需要大量的时间,对优化设计而言,计算量难以承受。针对CFD/FEA耦合计算气动弹性特性的精度和高效性问题,通过PCA提取耦合系统的特征,基于径向基(RBF)神经网络建立气动力降阶模型,代替CFD求解器用于旋翼桨叶的气动弹性分析。将其计算结果与CFD/FEA耦合计算结果进行了对比。研究结果表明,该降阶模型是可行、高效、精确的,可以快速准确地进行复合材料直升机桨叶气动弹性优化设计研究。