先进复合材料格栅结构制造工艺技术的研究进展

介绍了复合材料格栅结构的特点及发展现状,并回顾了传统复合材料成型工艺方法和格栅结构的早期制造方法。另外,介绍2种新型的格栅结构加工方法,即混合加工法、膨胀模块加工法以及改进的格栅结构:互锁复合材料格栅结构、加套管的槽形连接格栅结构和TR IG结构;并分别说明了每种结构的优点。其中重点介绍了混合加工法并从理论上推导其可行性。最后总结了复合材料格栅结构制造工艺的发展趋势。     

复合材料格栅结构研究进展与应用

介绍了格栅复合材料的结构特征及其制备工艺。同时,对复合材料格栅结构分析设计、性能测试和该结构在航空、航天工程中的应用现状进行了概述。     

V2500发动机反推格栅典型损伤修理技术研究

基于对V2500发动机反推格栅损伤处理经验,并参考空客手册及相关文献资料,对V2500发动机反推格栅损伤原因、修理方法进行深入研究。为更好地完成修理,自主设计了两个格栅超手册修理方案,为格栅深度损伤修理提供新方法,为缠绕型复杂复合材料结构修理提供新的技术支持,同时为将金属结构机械修理方法引入复合材料结构修理提供了参考依据。     

复合材料格栅结构单元力学性能预测

采用商业有限元软件MSC.Nastran,运用简单的Shell单元对复合材料格栅结构蒙皮和加强筋进行模拟,预测复合材料格栅结构名义纵向拉伸强度/模量,弯曲强度/模量.计算结果表明,随着复合材料格栅中肋高度的增加,名义弯曲强度/模量和拉伸强度/模量均有下降趋势.     

基于智能算法的格栅加筋结构稳健性优化设计

先进复合材料格栅加筋结构有较高的结构效率和较好的设计性能,在航空航天领域有着广泛的应用。本文采用人工神经网络来模拟格栅结构的参数与屈曲载荷之间的映射关系,并在此基础上对结构进行了多目标稳健性优化,使结构质量及其对不确定参数的敏感度都较低。神经网络的训练用到了粒子群优化算法,而最后的结构稳健性优化用到了遗传算法。     

先进复合材料格栅结构(AGS)应用与研究进展

 具有空间点阵的先进复合材料格栅结构（AGS）是一种新型高效的结构形式，在航空、航天结构中具有良好的应用前景。介绍了AGS优良的各项性能以及在美、俄等国航空、航天工程中的应用现状，着重描述了混合工艺法、模具膨胀工艺和拉挤 互锁格栅结构几种现行工艺方法，并对当前国内外针对格栅结构的力学性能和结构健康监测的研究进行了概述。最后提出了AGS进一步研究的工作展望。     

复合材料格栅加筋结构稳健性优化设计

先进复合材料格栅加筋结构有较高的结构效率和较好的设计性能,在航空航天领域有着广泛的应用。本文采用等效平铺刚度模型对格栅结构进行了力学分析,指出其屈曲载荷的求解方法,并用区间方法对工程中的非概率不确定因素进行定量,用遗传算法对格栅结构进行了可行稳健性优化设计。将稳健性优化的结果与传统优化的结果进行了比较,结果表明,稳健性...     

先进复合材料ＡＧＳ结构损伤扩展分析

基于精细加筋单元模型提出了一种用于先进复合材料格栅加筋(AGS)结构的损伤启始和扩展分析方法.该方法同时考虑了层内损伤和层间损伤,其中,层内损伤包括蒙皮纤维破坏、蒙皮基体开裂、蒙皮纤维-基体剪切破坏以及肋骨纤维破坏,而层间损伤为蒙皮分层损伤.对于层内损伤采用材料常数退化准则;而对于分层损伤,提出了一种新的等效刚度退化准则.通过典型算例证明了该损伤模型用于AGS结构分析的有效性,并详细分析了中心含孔复合材料正交各向异性格栅加筋曲板和光板在轴压下的损伤扩展机理和行为.计算结果表明,蒙皮层内损伤往往先于分层损伤发生并扩展,纤维-基体剪切破坏在45铺层扩展速度最快,分层损伤区域极易发生局部蒙皮失稳.     

预浸料-真空固化复合材料工艺特点与应用

文摘从树脂工艺性、预浸料结构及成型工艺等方面介绍了预浸料-真空固化复合材料工艺特点,简要总结了预浸料-真空固化技术在航空航天领域复合材料制造中的应用现状,并对预浸料-真空固化技术发展进行展望。     

格栅结构吸波性能探索研究

探索研究了格栅结构作为吸波结构的可能性,利用Floquet定理分析格栅结构传播电磁波的特性,通过传输线和等效电路法设计格栅结构,为展宽吸波频带和提高吸波性能,将电路屏引入格栅结构,结果表明当电路屏与格栅结构匹配时,含有电路屏的格栅结构在8～18GHz内反射率≤-5dB,在频率点为16.4GHz时最大峰值为-24.4dB.     

Analysis of the effect of stiffener profile on buckling strength in composite isogrid stiffened shell under axial loading

In this paper, the buckling behavior of thin-walled GFRP cylindrical shells with triangular lattice patterned reinforcements formed by helical and circumferential ribs under axial force is analyzed. In this analysis, various models of composite isogrid stiffened cylindrical shells with outer diameter of 150 millimeters, shell thickness of 0.5 millimeters and height of 280 millimeters, stiffened with 6 helical and 2 circumferential ribs and all with the same material properties of shell and ribs are used. Ribs have constant section areas but different shapes and cross section profiles. The effects of these differences on buckling strengths of structures under axial load are studied. For analysis and modeling of structures, Finite Element Analysis method and ANSYS software were used. The results (elastic buckling load) for each model were derived and based on these results, ratio of buckling strengths to weight parameters were calculated for each model and were compared to results obtained from other models. The effect of profile of the ribs on the buckling of shells under axial loading can be concluded from the results. Results showed that stiffening the shells increased the buckling load from 10% up to 36% while decreased the buckling load to weight ratio to 42% up to 52% of an unstiffened shell.     

碳纤维增强点阵夹芯结构的屈曲强度

考虑到点阵芯层的结构形式及杆单元以拉压为主的变形模式,基于连续介质等效理论,提出了一种全新的位移场假设,并以此编写了计算点阵夹芯复合材料屈曲强度的有限元程序.通过与不同试样的压缩试验的比较,对碳纤维增强点阵夹芯结构的屈曲行为进行了分析,并且验证了程序的有效性.同时,采用程序,讨论了点阵参数(包括杆单元长度、半径及倾斜角)对点阵夹芯复合材料结构屈曲强度的影响规律.结果表明:芯层体积分数相同的情况下,金字塔型和四面体型点阵夹芯结构的屈曲强度相差不大,后者略高.所得结论对点阵夹芯复合材料结构设计具有一定的指导意义.      

Optimal design of composite lattice shell structures for aerospace applications

An optimization method for composite lattice shell structures under axially compressive loads is proposed aiming at the preliminary design. The method implements and improves some previous results of the fully analytical approach which is currently adopted at the state-of-the-art. The fully analytical approach provides the minimum mass solution under buckling and strength constraints, irrespective of other possible design limitations, such as, shell stiffness constraints. As a consequence, the minimum mass solution turns out to be satisfactory whereas other requirements are absent or automatically achieved but, on the contrary, it can drive the final preliminary configuration far from the real optimum.The proposed method implements numerical minimization allowing the designer to easily handle suboptimal configurations which are located in the vicinity of the minimum mass solution. When stiffness requirement is present (as in most cases) the benefit of this approach – in terms of weight saving with respect to the analytical design – is finally shown with a practical example.     

受面内非均匀分布载荷的矩形板屈曲分析

薄板线性稳定性分析进行了很多年,发展得较为完善并且有手册可方便查阅。受非均匀面内分布载荷的板因为解析解不易求出,在分析中一般假设应力与边缘处的作用力分布规律相同。实际上此时板内的应力分布却与边缘处的不一样,而且还会产生另外两个应力分量,其影响取决于边界条件。采用有限元法分析非均匀载荷作用时薄板的稳定性问题,给出多种边界条件下的板的屈曲载荷,还给出了相应的基于受均匀载荷薄板屈曲载荷的当量因子。同时发现《飞机设计手册》中薄板受某线性载荷作用时的临界载荷因子不够精确。研究结果为承受非均匀面内分布载荷的板结构设计提供参考依据。     

双面贴补层合板压缩屈曲渐进损伤分析

贴补复合材料层合板在压缩载荷作用下的屈曲破坏强度及其损伤演化过程对于复合材料结构修理具有重要意义。本文基于应变和黏聚区模型(CZM)建立了贴补复合材料层合板的渐进损伤分析模型,引入复合材料与胶层的损伤判据和刚度退化方案,计算了结构屈曲强度。数值仿真结果和实验数据吻合较好,验证了模型的有效性。基于该模型,采用非线性有限元方法研究了压缩载荷下双面贴补复合材料层合板的屈曲损伤演化过程,并讨论了补片参数对结构屈曲强度的影响。研究结果表明:双面贴补复合材料层合板屈曲后,处于拉伸和压缩状态下的铺层中的损伤程度存在差异;增大补片直径与厚度可以在一定程度上提高双面贴补复合材料层合板的屈曲强度。     

帽型复合材料加筋叠层板轴压稳定性分析与试验研究

 本文对飞机翼面复合材料帽型加筋平板的轴压稳定性及后屈曲特性进行了试验研究和分析计算。指出了两种从试验上确定蒙皮失稳载荷的方法。用“有限条元素法”计算了失稳载荷,计算值与试验结果符合良好。     

用边界元法计算变截面变轴力柱的屈曲

 1.变截面变轴力柱屈曲计算的边界元法 变截面变轴力柱的挠曲方程的一般形式为式中 d²/dx²[EI(x)dw/dx²]+p(x)d²x/dx²=0,E——弹性模量;W——挠度;I（x）——截面处的横截面惯性矩;P（x）——x截面处的轴向压力;x——轴向坐标。 （1）式是非线性常微分方程,本文采用微分方程分解法,将（1）式分解成两个二阶变系数常微分方程。     

复合材料帽形加筋壁板剪切屈曲性能

对碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）帽形加筋壁板的剪切屈曲进行了试验、理论分析和数值模拟。根据线弹性理论推导了复合材料帽形加筋壁板蒙皮的应变分布；针对复合材料帽形加筋壁板3种蒙皮板条单元截取宽度和两种边界条件，利用理论公式和半经验公式计算了加筋壁板的剪切屈曲载荷；利用特征值法和几何非线性法进行了剪切屈曲模拟分析；将得到的分析结果与试验结果进行了对比。结果表明：根据线弹性理论得到的蒙皮应变分布与试验结果一致，验证了推导结果的正确性；选择合适的边界条件和蒙皮板条单元截取宽度，利用理论公式和半经验公式可得到加筋壁板较准确的屈曲载荷；利用特征值法得到的屈曲载荷较试验屈曲载荷高，选择合适的几何初始缺陷系数利用几何非线性分析方法可模拟复合材料帽形加筋壁板在剪切载荷作用下的屈曲过程。     

复合材料波纹板剪切载荷作用下的屈曲试验与分析

复合材料波纹板稳定性是飞机机翼结构设计需要考虑的重要方面,是目前飞机结构设计中的一大难点.为了建立波纹板屈曲的数值分析方法,对复合材料波纹板在剪切载荷作用下的屈曲进行试验、工程算法和有限元方法研究.通过试验,探索了3种不同波长的复合材料波纹板的屈曲载荷和破坏载荷;采用工程算法和有限元方法计算了8种不同波长的复合材料波纹...     

Static aeroelastic analysis of very flexible wings based on non-planar vortex lattice method

A rapid and efficient method for static aeroelastic analysis of a flexible slender wing when considering the structural geometric nonlinearity has been developed in this paper. A non-planar vortex lattice method herein is used to compute the non-planar aerodynamics of flexible wings with large deformation. The finite element method is introduced for structural nonlinear statics analysis. The surface spline method is used for structure/aerodynamics coupling. The static aeroelastic characteristics of the wind tunnel model of a flexible wing are studied by the nonlinear method presented, and the nonlinear method is also evaluated by comparing the results with those obtained from two other methods and the wind tunnel test. The results indicate that the traditional linear method of static aeroelastic analysis is not applicable for cases with large deformation because it produces results that are not realistic. However, the nonlinear methodology, which involves combining the structure finite element method with the non-planar vortex lattice method, could be used to solve the aeroelastic deformation with considerable accuracy, which is in fair agreement with the test results. Moreover, the nonlinear finite element method could consider complex structures. The non-planar vortex lattice method has advantages in both the computational accuracy and efficiency. Consequently, the nonlinear method presented is suitable for the rapid and efficient analysis requirements of engineering practice. It could be used in the preliminary stage and also in the detailed stage of aircraft design.