我国航空航天结构强度事业的开拓者——黄玉珊

黄玉珊先生是我国著名的力学家、航空航天科学家,新中国航空高等教育的奠基人.他不满14岁考入大学,不满23岁时师从国际著名力学大师铁摩辛柯获博士学位,随即义无反顾地回到战火连绵的祖国,受聘中央大学教授.新中国成立后,面对航空工业初建时期技术基础薄弱、人才储备不足、教育体系不完善的困境,他呕心沥血,鞠躬尽瘁,建立新学科,开创新局面,毕生致力于祖国航空航天教育和科技事业.他被认为是我国旧飞机疲劳定寿和延寿、损伤容限评定和新飞机损伤容限设计最早的创始人之一,也是我国飞机自激励振动研究和航天结构环境强度事业的开拓者.本文通过回顾黄玉珊先生在固体力学、航空航天结构强度领域的主要学术成果和卓越贡献,缅怀其坚定不移的报国情怀、严谨求实的治学态度、勇于开拓的创新精神、高瞻远瞩的学术视野以及求真务实的教育思想.     

复合材料翼面结构优化设计及分析

复合材料具有比强度高、比刚度大、抗疲劳等诸多优异性能,在航空航天结构中得到了广泛的应用.复合材料在新研制的飞机上的应用比重也越来越高,在大型民用飞机Boeing787上,复合材料结构重量占到了全机结构重量的50%.复合材料层合板具有无与伦比的设计潜力,成为复合材料中使用最多的一种结构形式.本文以某型号飞机机翼翼盒为研究...     

铝-镁合金5A06在瞬态热冲击条件下的力学性能研究

通过热强度试验,测试并确定航空航天材料在复杂高速热冲击条件下的强度极限等关键参数,对于航空航天材料和结构的可靠性评定、寿命预测以及高速飞行器的安全设计具有重要的意义。针对强度设计手册中没有航空航天材料在高速热冲击环境下的强度极限等表征参数的现状,使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统,对铝-镁合金材料5A06在多种不同的瞬态热冲击条件下,进行气动加热模拟与热载联合试验研究,得到在瞬态热、力学环境的共同作用下铝-镁合金5A06材料的强度极限、承载时间等力学性能变化状况。为研究分析航空航天材料和结构在高速热冲击环境下的承载能力和结构减重提供了可靠依据。     

沉痛悼念黄玉珊同志

中国共产党党员、陕西省政协委员、国家科学技术委员会力学组成员、航空工业部科技术委员会特邀委员、中国航空学会理事兼结构设计与强度专业委员会主任、《中国大百科学全书航空航天卷》学科主编、《力学学报》、《航空学报》、《力学进展》等学术刊物编委、西北工业大学咨询委员会委      

用讨论班形式讲授研究生选修课《低雷诺数流动理论》

作者采用讨论班形式讲授研究生选修课《低雷诺数流动理论》,发现这种形式有利于充分发挥研究生的主观能动性,提高他们的思维能力和综合素质．并结合自己的教学实践,针对讨论班教学中的各个环节以及讨论班考核的方式,谈了自己的体会。     

水上迫降尾部吸能对飞机运动特性的影响

动态冲击载荷下机乘人员的生命安全是现代飞行器设计所面临的重要问题.特别是,水上迫降过程中所产生的水动冲击载荷,在跨水域飞行的民用飞机"适坠性"结构设计中必须被考虑.中国民用航空规章第25部对水上迫降、水上迫降结构和设备做出了明确的规定.一般的水上迫降程序要求飞机迫降时要保持一定的水平速度(不能失速)以及一定的初始仰角(),保证飞机尾部先着水,此过程中尾部结构将把水动冲击载荷传递给机乘人员,而此时过大的结构刚度将传递极大的载荷.目前国内无论是数值仿真还是水动实验均把飞机作为类刚体进行处理,即认为尾部结构把全部的能量传递到飞机其它构件,忽略了底部吸能对飞机动力学行为的影响.论文拟构建等强度飞机模型用于研究尾部结构吸能对飞机的过载和运动姿态的影响.研究表明:强度模型和类刚体模型所得到的飞机姿态和过载有明显的不同,强度模型得到的法向过载以及运动姿态角峰值明显低于类刚体模型.这种现象主要归因于尾部结构变形吸收了大量的能量改变了结构的能量传递形式.     

颗粒冰与钛合金冻结强度的剪切试验分析

飞机在湿度较大的高空云层飞行时,空气中液滴碰撞飞机发动机叶片后易产生具有颗粒结构的冰体。为研究叶片上冻结冰对飞机发动机运行性能的影响,本文在低温实验室内采用喷雾法在钛合金表面制备颗粒结构冰,模拟飞机发动机叶片上冻结冰的形成过程。通过自主研制的剪切试验仪对不同环境温度下冻结的冰体与钛金属表面的剪切强度进行试验测量,得到了温度(T)与剪切强度(τs)的对应关系。试验结果显示,冻结冰与钛金属粘剪切强度随着环境温度降低而增加,并呈现出明显的线性关系。应力时程曲线显示,颗粒冰与钛合金表面粘结处发生的剪切破坏为典型的脆性破坏过程。本文为研究飞机发动机上冰体的力学性质、飞机防冰设计以及相应数值模拟提供了重要的参考数据。     

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有限单元法在航空航天领域中应用极其广泛．航空航天专业有限单元法课程应针对其课程特 点而开设,重构课程体系,注重理论联系实际,将教学重心从以往的理论教学转变为应用教 学．文中还给出了在航空航天结构有限单元法教学中应涉及的几个实例．     

《结构振动理论》

《结构振动理论》是翁智远教授多年来从事结构振动研究工作和几十年从事大学生和研究生结构动力学和板壳动力学教学基础上而编写的专著.特别是近年来作者在板壳动力学方面做了大量研究工作,并获得可喜成果.该书已由同济大学出版社出版.     

《结构振动理论》

《结构振动理论》是翁智远教授多年来从事结构振动研究工作和几十年从事大学生和研究生结构动力学和板壳动力学教学基础上而编写的专著.特别是近年来作者在板壳动力学方面做了大量研究工作,并获得可喜成果.该书已由同济大学出版社出版.     

考虑静强度要求的飞机金属结构腐蚀/疲劳交替寿命预测方法

腐蚀环境下飞机金属结构疲劳关键件的寿命评定是飞机结构寿命监控的重要工作。为此,模拟飞机结构经历的"地面腐蚀+空中疲劳"过程,构建了考虑静强度要求的腐蚀/疲劳交替寿命预测模型。首先分析了结构静强度要求对腐蚀损伤的限制,然后基于腐蚀影响系数法提出了将腐蚀损伤当量成疲劳寿命的衰减;进一步分析了结构静强度对疲劳累积损伤的影响;最后,建立了基于静强度和累积损伤准则的腐蚀/疲劳交替寿命预测模型。计算结果表明:由于结构静强度的要求,不同使用强度下飞机结构疲劳寿命和日历寿命的消耗基本服从分段的线性关系;在使用强度为4.517万次/天和3.591万次/天时,疲劳寿命和日历寿命的消耗存在"平衡点",可以通过调整使用强度,达到二者同时到寿的目标。该模型可以为飞行计划的调整提供参考。     

民用飞机机身开口区优化分析研究

在民用飞机机身上通常布置较多舱门开口,导致机身结构刚度发生急剧变化。为了保证飞机结构刚度以及载荷的传递,本文对机身开口结构的刚度及强度进行了深入研究,明确了开口结构刚度的影响因素,并对开口角度大小及加强结构尺寸进行了优化。以上研究对机身开口结构设计及加强提供了方向和方法,可以用于飞机机身开口结构初步设计阶段。     

OPTIMIZATION OF FUSELAGE OPENING ZONE OF CIVIL AIRCRAFT

在民用飞机机身上通常布置较多舱门开口,导致机身结构刚度发生急剧变化。为了保证飞机结构刚度以及载荷的传递,本文对机身开口结构的刚度及强度进行了深入研究,明确了开口结构刚度的影响因素,并对开口角度大小及加强结构尺寸进行了优化。以上研究对机身开口结构设计及加强提供了方向和方法,可以用于飞机机身开口结构初步设计阶段。     

对圆盘、圆环和圆孔研究与应用的感悟

Hertze, Michell 和Timoshenko 等力学大师得到圆盘和圆环的弹性力学解; 巴西、日本、英国和美国的先驱学者先后提出基于圆盘和圆环这两种构形的试样测试岩石、混凝土等脆性材料的拉伸强度的方法. 作者在这些大师和先驱者工作的基础上, 提出平台巴西圆盘(flattened Brazilliandisc, FBD), 中心圆孔平台巴西圆盘(holed cracked flattened Brazilian disc, HCFBD) 和压缩单裂纹圆孔板(singlecrack drilled compression, SCDC) 等试样和相应的测试方法, 对国际岩石力学学会(International Society for RockMechanics, ISRM) 建议的测试拉伸强度和断裂韧度的方法做出了改进, 尤其重要的是扩展到动态力学性能的测试, 包括动态起裂, 动态裂纹扩展和止裂. 这些研究工作得益于作者讲授《弹性力学》和《断裂力学》两门基础课以及指导研究生, 说明教学与科研是相辅相成的.     

航空结构动力学研究的进展与展望

飞机服役过程中,会经历地面滑行、空中机动等复杂的动态过程,飞机结构与系统在这些动态过程中将经受各类动态载荷的单独或联合作用,由此产生的结构动力学问题与飞机的服役安全和乘员的乘坐品质等直接相关,是航空工程中的关键技术难题。本研究梳理了军用飞机结构完整性大纲和结构强度规范,以及运输类飞机适航规章中的结构动力学相关要求,给出了结构动力学在航空装备研制流程中的相互关系,并从载荷、结构、响应和控制的角度,对航空结构动力学研究的主要问题进行了分类。从振动疲劳寿命预计与舒适性评估、振动主被动控制、复杂与极端环境结构动力学等几个重点方面,对航空结构动力学研究现状进行了综述,并结合未来航空装备研制的需求和振动新兴前沿技术的发展方向,对航空结构动力学的未来发展方向进行了展望。     

某型飞机关键部位结构应变预测

基于飞行参数预测飞机的结构应变对飞机结构强度试飞非常重要。因此,建立高精度的结构应变预测模型是保证飞机结构安全的关键。首先,对飞行实测数据进行机动识别,建立数据库;其次,考虑飞行参数的物理意义、机动类型等因素对飞行参数进行初选;然后,采用偏相关系数法对飞行参数进行优选;最后,利用多元线性回归法建立了飞机结构应变预测模型。本文以某型飞机关键部位结构应变为样本数据,采用三种飞控模式下的飞机实测数据对建模方法进行了验证,结果表明应变预测误差均小于5%,说明本文的预测方法具有可行性和较高的准确性。     

噪音和音爆

一、噪音飞机噪音的来源有两种: (1)发动机(喷气等) (2)飞机结构:例如气动尾流,蒙皮振动。发动机喷气是引起噪音的主要来源。同喷气速度噪音强度db的关     

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为开展小型飞机起落架结构的轻量化设计工作,本文首次将有关的强度规范引入其中, 并以杆件的强度与失稳载荷作为限制条件,采用位置优化与尺寸优化进行起落架结构的最小 重量设计. 由算例可知：仿真的优化计算与实验结果相符合;理论分析与航模载重参赛飞行 情况也表明：此法不仅可行而且有效,可以用于类似的小型或者超轻型飞机的起落架结 构设计.     

关于加强针对国家重大装备的动力学与控制研究的建议

随着《国家中长期科学和技术发展规划纲要》的发布和实施,一系列重大装备和工程建设计划将陆续启动,如:载人航天、大型运输飞机和客机、高档数控机床、集成电路制造装备、先进燃气轮机、高速轨道交通、深海钻井平台和大跨度桥梁等.上述重大装备和工程在设计建造和运行使用过程中的高效、可靠、安全对动力学与控制学科提出了迫切需求.本文以《国家中长期科学和技术发展规划纲要》中的战略需求为背景,结合国家自然科学基金委员会力学学科发展规划的要求,针对航空航天飞行器、先进制造装备与系统、先进动力装备、高速轨道交通、深海平台和大跨度桥梁中的若干关键动力学与控制问题,提出了动力学与控制学科"十一五"重点研究建议方向.     

含广布腐蚀坑结构寿命评估方法

为了定量评估含广布腐蚀损伤老龄化飞机结构的剩余强度, 采用等效裂纹方法将腐蚀坑沿垂 直于外界最大主应力方向进行投影处理, 使其转化为具有相同寿命的等效初始表面裂纹, 然 后采用参数化有限元方法,求解等效裂纹前沿的应力强度因子、裂纹扩展方向和裂纹扩展增量, 建立并应用应力强度因子变化历程, 采用循环接循环的损伤累积方法对含广布等效表面裂纹 在疲劳载荷作用下的寿命进行了预测. 预测结果为复杂环境中含广布腐蚀坑的飞机结构寿命 预测提供了参考.