复合材料层板疲劳分层扩展研究

为了分析复合材料层板疲劳分层扩展行为,基于Abaqus有限元分析平台,建立分层扩展复合材料层板有限元分析模型。选用基于能量释放率的分层扩展判据,结合剩余强度模型弱化材料性能,引入VUMAT用户子程序实现模型疲劳损伤失效的判断及材料刚度性能的折减,模拟含分层复合材料层板在疲劳压缩载荷作用下的分层扩展行为。结果表明:分层长度随着疲劳载荷地施加不断增大,但扩展速率逐渐减小,最终分层长度达到稳定值,与实验结果吻合良好。     

压差载荷对蜂窝夹层结构分层扩展影响研究

复合材料蜂窝夹层结构随飞机起飞-巡航-降落过程中,反复经受内外压差载荷。为研究地空地压差载荷对复合材料蜂窝夹层结构中蒙皮和蜂窝之间胶接面分层扩展行为的影响,设计了可叠加压差疲劳载荷谱和压缩疲劳载荷谱的试验装置,对含预埋分层的复合材料蜂窝夹层平板开展了重复载荷试验研究,一组试验施加压缩疲劳载荷谱,另一组试验施加压缩疲劳载荷谱叠加地空地压差载荷谱。破坏试验件的剖切检查表明预埋分层沿垂直于压缩载荷方向在胶接层内扩展。在约80%极限载荷水平的压缩疲劳载荷谱下,分层初始经历一段缓慢扩展,达到一定程度后开始加速扩展直至破坏。叠加的压差载荷谱使分层扩展速率显著加快。基于试验构型的有限元仿真分析表明压差载荷作用下蒙皮与蜂窝之间的面外剥离应力是导致损伤扩展加快的主要原因。     

含分层缺陷复合材料层合板分层扩展研究

采用基于粘聚区模型(CZM)的粘接元方法对含分层缺陷复合材料层合板进行了分层扩展研究。在缺少材料层间试验数据的情形下,应用了一种参数估算法确定粘接元的界面强度和刚度,并计算得到了含分层缺陷复合材料层合板的分层起始及扩展载荷,计算结果与试验值吻合良好,验证了所用方法的有效性。在此基础上,分析了不同分层位置对分层屈曲载荷、分层起始及扩展载荷的影响,并讨论了铺层角度对分层扩展方向的影响。     

含圆形分层损伤复合材料层合板在弯曲载荷作用下的屈曲行为研究

分层损伤是复合材料层合板结构最主要的损伤形式,其主要由于制造缺陷以及受到外力冲击而产生。本文对含圆形分层损伤复合材料层合板在弯曲载荷作用下的屈曲行为进行研究,首先利用RayleighRitz法对含圆形分层复合材料层合板进行二维模型建立,通过此理论模型可以计算出材料屈曲临界弯矩值以及在特定弯曲载荷下中心点的离面位移值。随后,采用三维数字图像相关方法对分层材料进行实验研究,得到了分层材料在弯曲载荷作用下的屈曲形貌以及其中心点的载荷—位移曲线。通过实验验证了理论的可行性与准确性,可用于对含圆形分层材料在弯曲载荷作用下屈曲临界弯矩以及中心点离面位移大小的初步估算。     

含分层损伤复合材料层合板压缩剩余强度计算

本文针对含分层损伤复合材料层合板,基于三维复合材料累积损伤分析方法,应用了非线性有限元技术,考虑了子层屈曲对层合板剩余强度的影响,提出了一种含初始分层损伤的复合材料层合板压缩剩余强度计算方法。在ANSYS软件平台上利用APDL语言编写相应的计算程序,对五块含不同初始分层损伤的复合材料层合板进行了压缩剩余强度计算和结果分析,计算结果与试验结果相比较,吻合良好。     

动载与静载作用下残余应力对ARALL层板裂纹孔边分层影响的实验研究

 研究了疲劳载荷与静态拉伸条件下 ARALL层板孔边分层的状态 ,分析了不同残余应力对该层板孔边分层损伤的影响。结果表明 ,两种载荷条件下的分层破坏是完全不同的。疲劳载荷下裂纹扩展过程中伴随分层的典型的情况是呈对称双椭圆形 ,静态拉伸作用下层板边缘效应更加明显。给层板施加适当的预应力可以提高其抵抗分层损伤的能力     

含初始分层复合材料层合板压缩剩余强度计算

针对含预制分层损伤的树脂基复合材料层合板,利用3维逐渐损伤分析方法,建立含预制分层损伤层合板的有限元模型,提出了1种含预制分层损伤的层合板压缩剩余强度的计算方法。采用有限元方法对层合板的应力进行分析,采用3维Hashin失效判定准则判定单元的损伤类型,并提出相应的损伤退化方式和材料的最终失效准则,在ANSYS软件开发平台上利用APDL语言编写相应的计算程序,对2种含不同预制分层损伤的层合板计算其压缩剩余强度,结果表明:计算结果与试验结果吻合较好。     

含分层损伤国产碳纤维CCF300与T300碳纤维复合材料层合板压缩失效模式

对含单个分层损伤国产碳纤维CCF300与T300碳纤维复合材料层合板进行压缩试验,通过对同种中等厚度含不同分层大小、不同分层位置的层合板压缩失效后的宏微形貌及超声波C扫描检测结果的分析,研究了分层大小及分层位置对于国产碳纤维及T300纤维复合材料层合板失效模式造成的影响,比较了两种纤维复合材料失效模式的异同.结果表明,预制分层在压缩过程中都发生了扩展,而分层位置是影响其压缩失效模式较为重要的因素.对于分层位置较深的层合板,其失效模式往往为首先发生分层扩展,进而子层板剪切屈曲失效.总的分析表明,国产碳纤维复合材料与T300纤维复合材料含分层损伤层合板的压缩失效模式基本相同.      

纤维增强复合材料层合板分层扩展行为研究进展

纤维增强复合材料层合板在航空航天等领域被广泛应用，分层损伤是层合板主要的损伤形式，一直是复合材料力学研究的焦点问题之一。本文从试验研究、理论分析和数值模拟3个方面对国内外在纤维增强复合材料分层问题所取得的研究成果进行了系统综述，重点介绍了单向复合材料I型、Ⅱ型和I/Ⅱ复合型层间断裂韧性测试方法和原理以及多向层合板分层扩展行为的试验研究。得到了表征和评价分层失效机理和扩展行为的纤维桥接模型、静力分层扩展准则和疲劳分层模型，并详细阐述了采用内聚力模型（CZM）、虚拟裂纹闭合技术（VCCT）和扩展有限元方法（XFEM）等先进数值方法模拟分层扩展的研究现状。最后，对复合材料层合板分层扩展研究的发展方向进行了展望。     

复合材料结构分层损伤研究

对复合材料层压板、复合材料夹层板以及复合材料整体加筋层板试用解析法或有限元分析法进行分层损伤稳定性分析,并在理论分析的基础上,对某机复合材料机翼的整体壁板应用联合开发的程序进行了稳定性计算。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。