十字形柔性蜂窝的面内切变模量分析方法

介绍了一种具有十字形拓扑形状的柔性蜂窝,并对该蜂窝结构的剪切力学性能分析方法进行研究。先将其等效为正交各向异性材料,采用代表体元法推导出十字形蜂窝的面内切变弹性模量的计算公式,同时还研究了切变模量与蜂窝形状参数的关系,并通过仿真分析和力学性能试验进行验证。结果表明,基于代表体元法对十字形柔性蜂窝的面内切变模量进行分析是合理有效的,推导出的理论公式可以指导蜂窝参数设计。     

固体火箭发动机柔性喷管摆动机构的结构可靠度分析

把固体火箭发动机柔性喷管的摆动机构看作为一个结构体系，在枚举了其主要失效模式后，采用结构体系可靠性分析的二阶窄边界法，对柔性喷管的摆动机构进行了结构可靠性分析，得到了柔性喷管摆动机构结构可靠度的基本公式。     

SiC/TC4复合材料轴结构力学性能分析及试验验证

为了对连续纤维增强金属基SiC/TC4复合材料轴结构进行结构完整性研究,利用复合材料力学性能半经验公式、经典层合板理论与层合轴结构本构关系,建立与复合材料轴结构验证模型尺寸相同的有限元仿真计算模型,对连续纤维增强金属基复合材料轴结构在扭转载荷作用下的力学性能及响应进行预测与试验验证;并在验证的基础上对复合材料轴结构进行了力学性能进行了分析。结果表明:仿真计算结果与试验数值之间误差在5.7%以内,说明分析中使用的理论、方法与模型可靠;在复合材料轴结构总厚度4.5mm与铺层数不变的情况下,±45°交替铺层更有利于扭转刚度的提升,且复合材料层位于轴结构厚度的中间时,复合材料轴结构具有更高的结构效率。     

柔性飞艇主气囊湿模态分析及试验研究

大型柔性飞艇是临近空间“长驻空”重要平台,具有重要的国防及民用价值,是近年来浮空器结构工程领域研究的热点之一。主气囊是柔性飞艇核心结构部件,为了研究大型柔性飞艇主气囊周边流场对其模态性能的影响,将柔性飞艇主气囊内、外气体视为不可压缩流体,将空气随囊体振动的影响作为附加质量添加到囊体结构中,采用基于势流理论的附加质量计算...     

柔性石墨密封环压缩回弹特性试验研究与公式拟合

为了获得柔性石墨密封环的压力与变形的通用关联关系公式,搭建了柔性石墨密封性能试验台,对三种不同尺寸的柔性石墨环进行了压力变形试验。通过对试验数据的分析,获得了柔性石墨环的压缩回弹特性规律。研究结果表明,截面尺寸对柔性石墨密封环的压缩回弹性能影响较大,公称内径的影响几乎可以忽略。通过对试验数据进行拟合,建立了柔性石墨环结构参数与压力、变形等多参数之间的关联关系公式,并得到了验证。     

矩形薄膜和充气管的屈曲及后屈曲行为分析

 对矩形薄膜及充气管的屈曲及后屈曲过程进行了分析。首先基于矩形薄膜褶皱区域的应力平衡关系,得到了矩形剪切薄膜褶皱的波长及幅度的表达式,并考虑了微小的初始张力的作用。基于稳定性理论建立了薄膜褶皱的数值分析方法,通过实验的方法对分析结果进行了验证。分析表明矩形剪切薄膜的屈曲过程是分枝点平衡问题。对于充气管的分析是基于张力场理论建立了其扭转临界扭矩的表达式,并与数值分析的结果进行了对比分析,分析表明充气管的屈曲过程是极值点平衡问题。通过对比分析,两种结构形式的分析结果与数值分析的结果基本符合。建立的分析方法能够有效地进行薄膜结构的屈曲及后屈曲过程的分析。     

大展弦比大柔性机翼载荷分布求解的一种方法

大展弦比大柔性机翼在气动力作用下产生较大的弯曲和扭转变形,会引起明显的气动载荷重新分布。基于一种只具有2个广义转角自由度的梁单元模型,提出了一种大展弦比大柔性机翼载荷重新分布的新方法。该方法将大柔性机翼弯曲变形的几何非线性问题转化为线性问题,同时,基于弯曲变形结果,可在局部坐标系下进行机翼扭转变形求解,避免了整体坐标系下扭转变形的几何非线性问题。综合来看,该方法可将具有明显几何非线性效应的大展弦比大柔性机翼的载荷重新分布问题转化为线性问题,且计算量小,效率高,非常适合工程实用。通过与大柔性悬臂梁解析解的对比,验证了本文方法的正确性和有效性。     

二自由度平板折展柔性铰链的分析及优化

为提高平板折展机构(LEMs)的灵活性,提出了一种能实现平面内及平面外转动的二自由度柔性铰链。首先,综合椭圆柔性铰链与LET柔性铰链的结构特点,设计了二自由度平板折展柔性铰链;其次,利用弹簧模型推导了该铰链两个方向的转动等效刚度计算模型,并通过设计实例的理论计算与有限元仿真分析对比,验证了两个理论模型的正确性;然后,探讨了各结构参数对铰链两种转动刚度的影响;最后,以提高二自由度平板折展柔性铰链的转动性能为目标,建立了其优化设计模型,并采用自适应粒子群优化算法对该铰链的结构参数进行了优化。优化结果表明:铰链y轴方向转动刚度下降了83.60%,z轴方向转动刚度下降了92.73%,二自由度平板折展柔性铰链两个方向的转动性能都得到了极大的提升,优化结果完全符合预期。     

一种新的柔性蜂窝结构及其在变体飞机中的应用

变体色机要求机翼结构可以光滑连续地变形.机翼的蒙皮要有足够大的面内伸缩变形能力,同时还要有足够的面外承载能力.本文针对后缘变弯度机翼,设计出一种新的柔性蜂窝结构.研究了该柔性蜂窝的面内变形能力和形状参数的关系.仿真分析和试验验证表明,该柔性蜂窝结构具有足够的面内变形能力,变形后仍保持良好的面外承载能力,满足后缘变弯度机...     

柔性接头结构应力经验公式适用性

设计了接头球半径为8cm的柔性接头及其增强件环向应力电测系统,测试了不同燃烧室压强和摆角条件下增强件的环向应力,并与现有经验公式、有限元分析结果进行了对比,基于有限元分析研究了接头球半径变化对增强件环向压缩应力的影响,提出了新的接头球半径在6~10cm范围内增强件环向压缩应力估算公式,另外研究了喷管喉径对柔性接头结构应力的影响,讨论了冷试容器压强和热试车发动机燃烧室压强换算公式的适用性。结果表明:增强件环向压缩应力试验测试结果和有限元计算结果吻合较好,现有增强件环向压缩应力经验公式估算结果值得商榷,柔性接头冷试结构应力与热试结构应力是不同的,冷试容器压强和热试车发动机燃烧室压强换算公式对于增强件环向压缩应力是适用的,但是对弹性件切应力不适用。      

一种基于超导的重力梯度敏感结构分析

 为了构建小型化全张量重力梯度测量系统,提出一种轴向分量与交叉分量同时敏感的基于超导的重力梯度敏感结构。基于螺旋理论分析两分量敏感结构的自由度,利用自由空间的运动螺旋系与互逆原理得到约束螺旋系,进一步得到具有冗余约束的对称约束构型,并选择柔性元件构建并联机构形式的两分量敏感结构,利用柔性虎克铰的横向与竖向柔性铰链实现等效球铰的功能。然后分析转臂质量沿轴移动与绕轴转动时柔性元件的变形,根据几何关系与功能定理得出两分量敏感结构的沿轴移动刚度与绕轴转动刚度。通过实际参数的计算,明确了各参数对结构刚度的影响,仿真结果验证了分析过程的准确性。     

变体飞机结构领域研究进展

变体飞机是未来的发展趋势,围绕变体飞机结构领域国内外有关学者关注的一些热点专题,开展了相关的综述;同时,针对柔性结构驱动形式,重点强调了近2年公开发表的柔性扭转驱动结构的方案与原理,并认为是变体结构应该关注和重视的一个分支;最后,对变体结构未来工作需要开展的研究进行了初步预测。     

内S形柔性梁多环谐振陀螺热弹性阻尼分析

多环谐振陀螺是当前高精度陀螺的研究热点,内S形柔性梁多环谐振陀螺是一种具有S形柔性梁的新型多环谐振陀螺,研究其热弹性阻尼对于提高陀螺性能至关重要.介绍了内S形柔性梁多环谐振陀螺的结构和工作原理,借助有限元方法对其热弹性阻尼的发生机理进行了分析,并在此基础上分析了结构参数对热弹性阻尼的影响.实验结果表明:内S形柔性梁多环谐振陀螺的热弹性阻尼可以用Zener理论近似描述,实现高品质因数应降低谐振频率,同时还应兼顾工艺条件、封装尺寸和抗冲击能力等因素.     

柔性杆系统压电扭转致动器/传感器优化配置研究

 针对空间柔性杆系统的扭转振动问题,提出了一类由柔性杆、电阻应变片传感器、压电扭转致动器组成的柔性杆系统。为了研究此系统的扭转振动,运用拉格朗日方程和假设模态法建立了系统的动力学方程。针对柔性杆系统中压电扭转致动器、传感器的优化配置问题,提出一种基于最小输入能量、最大能量传递、Grammian矩阵最小奇异值最大化的复合优化策略,采用遗传算法对致动器/传感器的位置进行了搜索,找到了最优位置位于柔性杆的根部。进行了数值分析研究,结果表明,与其他位置相比,最优位置最有利于致动器实施控制,同时也最有利于传感器的观测。     

碳化硅纤维增强铝基复合材料截锥壳外压强度试验研究

本文对新研制的碳化硅纤维增强铝基复合材料截锥壳结构的外压强度性能及应力分布进行了研究,分析了试验件的破坏形式。通过试验考核了复合材料的工艺、设计的合理性以及结构的可靠性。把截锥壳化成当量圆筒,用理论公式进行了强度和应力分布计算,其计算结果与试验结果基本一致。     

频率选择表面机载雷达天线的研究

研究了降低机载雷达天线散射截面的频率选择表面(FSS)极化扭转板。根据Floquet定理利用模式电压概念建立矢量模式,对二维周期阵列的频率选择表面进行理论分析和计算。设计并加工了一种降低机载雷达天线散射载面的频率选择表面极化扭转板结构。计算和实验表明:频率选择表面的极化扭转板在雷达天线工作通带内保持与原极化扭转板的性能不变,而在工作通带外具有降低雷达散射载面的效果。降低雷达散射截面7～10dB。     

侧向随动力作用下大展弦比柔性机翼的稳定性

 随动力能够诱发弹性结构发生颤振失稳。以侧向随动力和集中质量分别模拟发动机推力和外挂质量,考虑机翼垂直弯曲-扭转刚度比、集中质量大小、侧向随动力和集中质量的位置以及机翼后掠角和上反角的影响,研究了受侧向随动力作用的大展弦比柔性机翼的气动弹性稳定性。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了几何精确完全本征运动梁模型和ONERA动失速非定常气动力模型,该模型考虑了几何非线性、动失速和材料各向异性。模拟结果表明,侧向随动力对机翼颤振可以具有稳定作用,其具体表现依赖于若干变参数的影响,如：减小机翼垂直弯曲-扭转刚度比;发动机吊舱靠近翼根布置;使发动机推力作用点在法向上与机翼弹性轴靠近;单纯的集中质量避免布置在柔性机翼中部,且布置在机翼弹性轴之前或下方,这些设计或布置均有利于提高带发动机吊舱/有效载荷外挂的柔性机翼的气动弹性稳定性。     

空间碎片柔性防护结构超高速撞击试验研究

针对由多层柔性复合材料制成的柔性防护屏构成的空间碎片柔性防护结构的防护效果问题,进行了超高速撞击试验和撞击损伤测试分析,得到了芳纶纤维布、芳纶环氧复合材料及铝合金多屏防护结构的空间碎片防护性能,结果表明:柔性防护结构具有较高的折叠效率(展开折叠比≥8),能有效减小防护结构的发射体积;柔性防护结构展开后,可显著增加防护结构的防护屏数和屏间距,能显著提高其防护性能;在碎片撞击速度3.5 km/s时,柔性防护结构可以达到与相同面密度铝合金防护结构相当的防护能力。该柔性防护结构可为空间舱站、卫星等航天器碎片防护提供一条有效的解决途径。     

基于漏斗试样的C250钢高温扭转低周疲劳行为

C250钢的扭转疲劳破坏是其主要失效形式之一。为了获得航空材料C250钢的扭转疲劳特性,并消除等直圆棒试样在扭转试验中产生的弊端,依据漏斗试样完成了C250钢在3种高温(150、200、350℃)环境下的扭转低周疲劳试验,获得了在扭转低周疲劳下的扭矩-名义扭转角曲线。基于试验结果,利用FAT方法分析得到了C250钢在3种高温环境下的材料循环本构关系,利用该循环本构关系对漏斗试样进行三维扭转有限元分析,获得漏斗根部剪切应力与扭矩之间的转换公式及漏斗根部剪切应变与名义扭转角之间的转换公式。基于以上试验与分析方法,得到了材料的剪切应变幅-倍循环次数曲线、剪切应力幅-循环分数曲线以及剪切应力-剪切应变的稳定滞回线,发现材料呈现出循环软化特性,并基于Manson-Coffin模型对材料寿命进行了分析。     

复合材料闭剖面加筋薄壁梁刚度系数计算分析

复合材料的可设计性为通过弹性剪裁来获得想要的变形模式带来了优势,其结构的耦合特性如拉扭耦合和弯扭耦合可以利用复合材料的各向异性来实现。以薄壁壳结构力学理论为基础,采用多种理论方法研究分析正交各向异性壳体本构关系,给出适合复合材料层压板矩形闭剖面薄壁梁截面的刚度系数解析表达;采用逐阶近似方法,完整设计复杂闭剖面的刚度系数数值算法;针对两种典型的复合材料铺层的矩形闭剖面梁截面布局构型,进行刚度特性的计算分析与讨论,获得铺层角度对复合材料薄壁梁弯曲、扭转及弯扭耦合刚度特性的定量结果。对分析设计闭剖面薄壁结构刚度条件具有应用价值。