弹性机翼的动力学建模与冲击动响应分析

运用"准模态"方法对某弹性机翼进行动力学建模,通过模态分析对动力学有限元模型进行修正,对修正后的模型进行固有模态分析,运用模态瞬态响应的分析方法对急操纵襟翼产生的冲击载荷进行冲击响应特性分析.     

加筋复合材料结构的冲击载荷识别

 提出了一种冲击载荷识别方法,同时识别冲击位置并重建冲击载荷时间历程。该方法采用一组适当的参数来表示冲击载荷,将时域内的载荷识别问题转换为参数识别问题;通过最小化冲击响应模型计算结果与实际量测信息之间的差别,智能优化方法自适应地识别出描述冲击位置和载荷时间历程的参数。该方法算法明确、过程简单、通用性强。将此方法应用于复合材料加筋结构的冲击载荷识别,加筋结构等效为材料性质不均匀分布的层板结构,采用假设模态法建立正向冲击响应模型。数值仿真结果表明了本方法的有效性和可应用性。     

多元连杆多种冲击方式载荷及响应特性分析

为了获取并分析多元连杆的冲击力以及各传力路径上的应变响应特征,采用气炮、悬臂落锤、液压等3种冲击加载方法对发动机多元连杆进行冲击加载。对冲击力和冲击应变响应曲线进行了时间域和频率域的特征分析,获取了冲击力和应变响应的波形特征和频谱特征。通过与静载应变响应的对比获得动静响应系数,以及动静响应系数随波形宽度的变化规律。结果表明：在气炮、悬臂落锤、液压等3种冲击力的波形特征近似的情况下,在频谱上反映出各自不同的频率成分。在各传力路径上的冲击应变响应,除了响应幅值不同外,其余波形特征如峰值特征和频谱特性均较为一致。各应变之和作为连杆冲击力测试方法的表征参数,随波形中高频成分的增多,动静响应系数逐步增大。在进行多元连杆冲击载荷标定时,需要充分考虑所测试冲击力的载荷特征,选取合适的冲击载荷标定或者静载荷标定方法。     

S型碳纤维褶皱夹芯结构低速冲击响应特性实验研究

为研究S型碳纤维褶皱夹芯结构在低速冲击下的力学响应特性,先以模压法制备了S型褶皱芯子,再通过二次胶接工艺对面-芯粘接固化获得S型碳纤维褶皱夹芯结构。使用直径为20 mm的柱形冲头预加载不同能量冲击结构的节点和基座位置,研究该结构两个典型位置在不同冲击能量下的损伤模式及响应特性。结果表明：不同冲击能量下,上面板损伤主要为纤维剪切断裂,芯层发生拉伸及压溃断裂,下面板主要发生纤维拉伸撕裂和基体开裂;相同冲击能量下,夹芯板节点冲击在损伤深度及载荷峰值方面表现出更优的抗冲击性能;从耗能角度看,高能冲击条件下节点冲击较基座冲击吸收更多能量。     

航空薄壁结构在噪声载荷作用下振动响应研究

研究薄壁结构在声载荷激励下的随机振动响应问题是进行结构声疲劳估算和设计的基础。从此问题出发,综述了国内外在结构声疲劳方面的研究情况,并对有关模态分析法、数值积分法、统计能量分析(SEA)法及有限元素法等研究方法进行了总结和评价,得到了各方法在计算薄壁结构受声激励时振动响应的各自应用范围。同时也指出了薄壁结构在声载荷作用下振动响应研究所面临的困难。     

齿轮传动系统动态特性分析

针对圆柱直齿轮副的模态和动态响应问题,利用有限元软件进行分析。首先在UG中建立圆柱齿轮副的三维实体模型,并导入有限元软件patran中,建立起有限元模型。然后通过模态分析得出前20阶固有频率及相应主振型,模态结果表明了从动轮固有频率较低,较易产生共振;在模态分析的基础上,对齿轮副进行了动力学瞬态响应分析,结果显示结构在工作冲击载荷作用下不易发生破坏。     

落锤冲头形状及冲击能量对玻璃纤维层合板动态性能影响研究

纤维增强树脂材料层合板对外来物的冲击非常敏感，为解决其应用隐患，需要研究玻璃纤维增强复合材料层合板低速冲击损伤机理和动态响应特性。本文采用三种头部形状冲头以6种冲击能量进行落锤试验，分析冲击过程中载荷与吸收的能量变化规律。结果表明，冲击能量对层合板损伤形貌与载荷响应影响比较小，而冲头形状对层合板损伤形貌和载荷响应影响较大。冲头形状越钝，层合板的载荷峰值就越大；反之，层合板最大冲击位移和最大冲击时间越长，冲击损伤程度越大。本研究可为复合材料层合板工程应用提供一定的试验基础和参考依据。     

冲击载荷作用下的锥壁失效仿真及试验验证

根据航空发动机支承锥壁结构受力特点,对风扇叶片飞失冲击载荷作用下的锥壁失效破坏机理进行了研究。利用显式动力学有限元仿真方法,对冲击载荷作用下的锥壁结构动态失效过程进行了瞬态分析。开展了对锥壁的落锤冲击试验,并与分析结果进行了对比验证。试验和分析结果表明:冲击载荷作用下锥壁减薄处破坏为剪切失效破坏。采用的显式动力学有限元仿真方法为准确模拟冲击载荷作用下的锥壁结构失效提供了一种可行的仿真手段,分析获得的峰值加速度与试验结果误差小于5%;利用GISSMO(generalized incremental stress state dependent damage model)可以准确预测锥壁减薄处断裂时间、断裂位置。经过试验验证的分析方法及失效模型可运用到风扇叶片飞失冲击载荷下的锥壁失效设计参数的确定,提高锥壁降载结构设计的精度。      

鸟撞击的载荷因素对叶片响应的影响

本文以矩形悬臂板模拟真实叶片,以冲击载荷模拟鸟撞击载荷,采用有限元法计算悬臂板在冲击载荷下的非线性瞬态响应。通过计算多个算例进行分组比较,分析了鸟撞载荷的冲量传递,加载持续时间,加载位置,载荷的空间分布等不同载荷因素对叶片响应的影响。为鸟撞击载荷过程的合理简化提供了依据。      

硅微三轴轮环式陀螺结构设计与仿真分析

微机械陀螺是姿态控制平台和惯性导航系统的重要应用之一,但是目前国内的陀螺研发集成化程度不高,主要的研究集中在单一检测轴(特别是Z轴检测)微陀螺的设计上.为了实现可用于智能弹药领域的单片集成三轴陀螺,设计了一种轮环式陀螺结构,在ANSYS有限元分析软件中建立了该陀螺结构的有限元模型,并分别进行了模态分析、谐响应分析以及瞬态冲击响应分析.根据驱动模态和检测模态的频率匹配,优化了陀螺的结构尺寸,仿真结果显示工作模态的频率匹配性较好.分析了此结构在半正弦周期加速度冲击载荷作用下的冲击响应,谐振结构在5000g@5ms的瞬态冲击作用下最大应力为190.38MPa,证明该结构具有不错的抗冲击特性.     

Guided wave propagation analysis in stiffened panel using time-domain spectral finite element method

Stiffened panels have been widely utilized in fuselages and wings as critical load-bearing components. These structures are prone to be damaged under long-term and extreme loads, and their health monitoring has been a common concern. The guided wave-based monitoring method is regarded as an efficient approach to detect the damage in stiffened plates because of its wide monitoring range and high sensitivity to micro-damage. Efficient simulation of wave propagation can theoretically demonstrate the detection mechanism of the method. In this study, a Time-Domain Spectral Finite Element Method (TD-SFEM) is adopted to study the wavefield in stiffened plates, where continuous Absorbing Layers with Increasing Damping (ALID) strategy is proposed to circumvent the disturbance of reflected waves on boundaries. After the convergence analysis, the developed TD-SFEM with ALID is validated by the finite element method first. Then, wave scattering and the influence of the stiffener are investigated in detail by comparing the results with the non-stiffened structure. Finally, the effects of the parameters of the stiffener, such as the height and width, on wave propagation are studied, respectively. The results illustrate that the proposed TD-SFEM with ALID is an efficient approach to study the wave propagation in the stiffened plate and can reveal the mechanism of influence of the stiffener. It is found that the height of the stiffener changes the interference of wavefield in the plate, while the effects of the width are mainly in wave scattering and mode conversion.     

基于逆向有限元法的变形机翼鱼骨的变形重构

变形监测技术能够为自适应变形机翼的变形控制系统提供参考信息，是保证结构安全性以及优化结构的运行性能的重要手段。传统的基于光学成像的变形测量方法已经不能满足自适应智能结构的实时变形监测的要求。由于变形机翼表面受气动载荷影响，不便于直接在变形机翼蒙皮表面布置应变传感系统，目前还没有针对鱼骨结构这种真实复杂机翼结构的变形重构研究，大多针对机翼翼型的变形重构研究是将整个机翼简化成简单的翼形板、梁结构。针对上述问题，本文首次以真实复杂变形机翼主承力结构——鱼骨为研究对象，提出了一种基于逆向有限元（iFEM）算法与位移分段叠加思想结合的变形监测方法，根据Mindlin板变形理论建立四节点逆向壳单元，采用应变传感系统测得鱼骨结构表面应变分布作为算法输入，然后基于最小二乘变分方程求解结构应变场和位移场之间的传递函数，重构鱼骨结构的变形形状，为反演机翼翼型的变形形状提供方法。针对真实自适应变形机翼的主要承力构件开展了变形实验，实验结果表明，机翼鱼骨在分别偏转5°、10°、15°的情况下，逆向有限元法能准确重构鱼骨变形形状，验证了基于逆向有限元法的变形重构方法在真实自适应变形机翼结构变形重构研究中的有效性和准确性。     

Integration of nanoindentation and finite element method for interpretable tensile properties:A cross-scale calculation method of uneven joints

Nanoindentation testing and its Reverse Analysis Method(RAM) show great potential in understanding the tensile properties of metallic alloys with various microstructures. Nevertheless,the tensile properties of heterogeneous materials such as nickel-based superalloy welded joints have not been well interpreted by combining the microstructures and nanoindentation results, due to their diverse and complex microscopic zones, which throws shade on the properties of separated zones in the material. He...     

基于响应面法的机翼气动/结构一体化优化设计研究

基于响应面法进行了机翼气动/结构一体化优化设计研究,流动控制方程为三维欧拉方程,采用有限体积法进行数值求解,应力和结构变形采用有限元方法计算,静气动弹性分析采用强耦合迭代方式,响应面模型采用二次多项式来构造。以跨音速M6机翼为初始机翼,进行了多目标、多约束情形下的气动/结构综合优化设计,优化后所得到的新机翼具有更佳的气动/结构综合性能,升阻比增加了9.25%,而重量减轻了4.84%;响应面模型精度满足设计要求,拟合误差均不超过1%;这说明本文所发展气动/结构综合优化设计方法是成功且有效的,具有广泛的应用前景。     

Impact of aperture on dynamic response of sandwich plates with aluminium face-sheets and PMI core based on an alternative finite element formulation and experiments

Apertures generally exist in the sandwich structures attributing to mechanical connection and lightweight, which might induce failure of such structures. Thus, it is required to realize the impact of aperture on mechanical behaviors of sandwich structures. If transverse shear deformations are unable to be described accurately, the reasonable prediction of dynamic behaviors of the form-core sandwich plates with apertures will meet severe challenges due to a large difference of transverse shear mo...     

Neumann 随机有限元法计算涡轮叶片的可靠度

推导了具有随机性时Ｎｅｕｍａｎｎ随机有限元法的基本方程,用级数来拟合结构响应的概率密度函数,并通过数值积分计算结构的可靠度。对涡轮叶片的可靠度分析表明,该方法可利用较小的样本容量获得较高的计算精度,并具有较高的计算效率。     

基于流固耦合的实体元空心叶片鸟撞数值模拟

针对通用流固耦合算法在模拟实体元结构破坏上的不足,以MSC.DYTRAN软件为平台,研究了不考虑和考虑失效的实体元平板叶片流固耦合数值模拟方法。在此基础上,建立了实体元空心叶片鸟撞瞬态动力学有限元模型,计算分析了叶片在稳定旋转状态下遭受不同密度、长度、半径及速度鸟体撞击下的叶片应力的瞬态响应,计算表明：上述参数值增加均会增大叶片的应力峰值,并且对应力峰值的影响都不是线性的。最后模拟了叶片的失效过程。     

Buckling and post-buckling behavior of titanium alloy stiffened panels under shear load

Titanium alloy has been increasingly applied in aviation industry due to its superior performance. However, the titanium alloy structures are less studied. This work investigates the structural behavior of Ti6Al4V titanium alloy stiffened panels under in-plane shear load by experiments and numerical analysis. After the shear tests, the buckling instability, the post-buckling process and the failure mechanism of the specimen were obtained. The Finite Element(FE) models were established with the subsequent validation verification. A parametric analysis was implemented to study the influence of stringer thickness and stringer height on the behavior of the stiffened panels. The results show that after the initial local buckling on the skin, the buckling mode jumps several times with the increase of load. The stringers twist when the load reaches a certain level, and finally the structure damages due to the plastic deformation and the global buckling. The shear clip has little effect on the buckling and failure loads. Compared to the relatively large effect on the buckling load, the influence of the stringer thickness and stringer height on the failure load is neglectable.According to the parametric analysis, the stringer thickness influences the final buckling mode and failure mode, while the stringer height affects the buckling mode transformation.     

飞机冲击载荷等效静载的确定方法研究

如何确定冲击载荷的等效静载对飞机结构的强度设计和验证具有重要意义。基于经典冲击载荷时域曲线后峰锯齿波、单自由度冲击动响应理论和位移等效原则，建立冲击载荷动态缩放系数求解公式；基于三角函数不等式关系，推导出动态缩放系数与冲击载荷作用时间、结构固有频率乘积的函数关系。建立求解冲击载荷等效静载方法的实施流程；以简化拦阻钩系统的冲击和缩比模型的水上迫降为例，对所提方法的有效性进行验证。结果表明：拦阻冲击载荷动态缩放系数的理论估计值与仿真计算值的相对误差小于4%，水上迫降等效静压与选用的设计压力相对误差为0.9%，所建立的动态缩放系数的理论计算公式精度较高，所提方法可供工程相关应用参考。     

金属橡胶冲击隔振系统试验研究

金属橡胶抗冲击隔振器利用干摩擦和弹性变形消耗冲击能量,实现缓冲减振的目的。本文针对某飞行器抗冲击隔振的需求,设计了金属橡胶抗冲击隔振器,并进行了冲击试验,结果表明最大加速度响应和冲击隔离系数随着冲击时间增加而加大,同时冲击隔离系数受冲击载荷的大小影响。在冲击载荷较小时冲击隔离系数随冲击载荷增加而减小,超过一定范围后,冲击隔离系数随着冲击载荷的增加而加大。