人体对模拟着陆冲击动态响应特性研究

为了探讨飞船返回着陆时不同强度不同姿态冲击下人体动态响应特性,５名健康男青年,以仰卧２０°承受４～１０ｇ,５０～８０ｍｓ;仰卧３０°～６０°,１０ｇ,５０ｍｓ,半正弦脉冲的着陆冲击。分别记录冲击塔平台,座椅及人体头、肩、胸和髂处的Ｚ和Ｘ向加速度及被试者心电图。经分析计算,给出了人体动态响应与冲击强度以及它与仰卧角的关系式。为进一步研究人体冲击损伤的防护和人体冲击动态响应的建模提供了依据。     

充水压力容器超高速撞击特性试验与仿真研究

通过试验和数值仿真研究铝球以约2．5 km/s的速度撞击球形充水压力容器的撞击特性,容器为先充约80％的水再充2．0MPa氮气的球形不锈钢压力容器。结果表明：超高速撞击充水压力容器的主要损伤为穿孔和爆裂;铝球撞击穿透容器后在水中减速明显,未对容器后壁造成明显损伤;压力容器的工作压力相同时,在相近的撞击参数下,设计压力小的压力容器更易发生爆裂。研究结果可为在轨航天器上的压力容器设计和空间碎片防护提供参考。     

自修复复合材料

金属飞机的机体或机翼受到撞击后,在其表面可以清楚地看到有凹痕。而复合材料受撞击后内部可能已经出现了严重破坏,如破裂、分层等,却无法用肉眼看见,被称为看不见的冲击损伤(BVID)。鉴于复合材料的低速冲击损伤的难于检测性,飞机设计者在预防飞机损伤时留有很大余量,这使得复合材料减     

叶片外物损伤的实验模拟及其疲劳强度的研究

研究了空气炮法模拟外物损伤叶片的可行性,分析了外物损伤对模拟叶片疲劳强度的影响规律。用空气炮发射以300m/s左右速度发射直径1~4mm的钢珠,冲击模拟叶片,空气炮法在发射速度控制和撞击缺口深度方面具有较强的可控性及可重复性。采用光学和扫描电子显微镜对外物损伤的宏观和微观特征进行了观察,冲击损伤处具有材料丢失、塑性变形、剪切撕裂、应力集中、微裂纹、空穴结构和材料的折叠等特征。采用步进法对部分外物损伤模拟叶片进行了高周疲劳强度测试,试验结果比较分散,且冲击损伤引起的高周疲劳强度下降不随缺口深度的增加而单调变化,表明物损伤模拟叶片的疲劳强度是受缺口的宏观特征、微观特征等综合因素的影响。     

加速复合材料的推广应用——谈复合材料的低成本修理

先进复合材料在飞机上的推广应用受制于复合材料结构的维修。复合材料不像金属那样易产生腐蚀及疲劳,似乎可减少许多麻烦。但事实并非如此,因为复合材料虽有许多众所周知的优点,但它也有一些明显的弱点。例如它易于吸潮而产生分层,又如它的质地较脆,受外物冲击损伤后用肉眼几乎还看不出来,而且这种损伤一旦出现在一些关键部位,如在飞机的一些重要承力结构或操纵面上,可能会引起灾难性的事故。这种外物冲击损伤固然可以采用一些防护措施来对付,但总不能完全消除,只好进行反复维修,但复合材料的维修还     

爆炸切割冲击防护技术研究

根据人体听觉损伤安全极限和非听觉损伤安全极限,结合爆炸切割清理弹射通道技术的工程实践,确定了飞行员弹射时对爆炸冲击的损伤安全极限。将爆炸冲击波对飞行员的影响,简化成爆炸冲击波在自由场的传播对飞行员的影响,提出了爆炸冲击超压的估算公式。通过爆炸切割过程的物理描述,提出避免爆炸冲击及飞散物对乘员的损伤影响,需要重点研究切割索保护套或者类似结构,采用了芳纶布、芳纶布增强橡胶、芳纶纤维增强橡胶、橡胶等四种材料进行了爆炸切割防护试验,对4种不同材料的爆炸冲击防护效果进行了对比。最后确定采用橡胶作为防护材料,进行了单件试验和两件试验的爆炸冲击的对比,提出两件相比单件爆炸冲击的叠加影响。     

航天器密封舱加筋壁板碎片撞击监测技术研究

航天器密封结构在轨长期运行期间会受到空间碎片撞击,使密封结构出现不同程度的损伤。如果这些损伤不能被及时检测出来并采取相应措施,可能会带来灾难性的后果。对碎片撞击进行监测可以为航天员采用正确修复方案提供依据。本文利用基于超声导波的结构健康监测技术感知空间碎片对航天器密封结构的撞击。首先,在 Abaqus 有限元仿真软件中,用不同速度的钢球冲击模拟真实的冲击形式。具体分析了超声导波在该壁板结构中的传播特性。用小波变换的方法进行信号处理,据此提取了合适的冲击监测所需的信号频率。其次,设计了一种基于信号互相关分析的冲击成像算法确定撞击位置。比较了不同压电传感器网络定位准确度以及监测效率,选择了一种可靠的组网形式进行监测。最后针对航天器壁板,在实验室环境中验证了该算法的有效性。实验结果表明,该监测系统具有良好的准确性与可靠性。     

鸟撞击风扇转子叶片损伤模拟与试验研究

为了研究航空发动机吞鸟时风扇叶片受到的损伤,开展鸟撞击旋转状态下发动机风扇叶片损伤数值模拟和试验研究。采用SPH方法,使用PAM-CRASH软件对鸟撞击旋转状态下风扇叶片进行了数值模拟,得到了鸟撞击风扇叶片过程:风扇叶片前缘撞击并切割鸟体、叶片盆侧撞击鸟体切片和叶片恢复变形,详细分析了鸟撞击对风扇叶片前缘、叶身、尾缘、凸肩造成的损伤,以及损伤对发动机的影响。设计并开展了旋转状态下鸟撞击风扇转子试验,得到了旋转状态模拟鸟撞击风扇过程,以及旋转状态下鸟撞击风扇实际的损伤类型,撞击过程和损伤类型与数值模拟结果一致。数值模拟和试验结果表明,鸟撞击风扇主要过程为叶片前缘撞击切割鸟体,主要损伤为风扇叶片前缘变形、撕裂、掉块和凸肩工作面错位、掉块,风扇叶片抗鸟撞击的薄弱部位为风扇叶片前缘和凸肩工作面。     

燃烧室壁冲击冷却换热的实验研究

对９种不同几何尺寸的冲击孔板及其换热靶板,在冷流压力损失控制在１０％以下时,测量其换热的平均努氏数,并依据结果分析冲击换热的影响和影响程度,最后采用多元线性回归法,将结果数据整理成换热的准则关系式。实验结果表明：（１）冲击换热的平均努氏数Ｎｕｄ随冲击孔的雷诺数Ｒｅｄ的增加呈上升趋势,（２）冲击换热的平均努氏数Ｎｕｄ在冲击间距Ｚｎ＝０．８ｍｍ～４．８ｍｍ内,随Ｘｎ／ｄ的增加呈下降趋势,（３）冲击间距Ｚｎ＝０．８ｍｍ～４．８ｍｍ内,冲击换热随冲击间距与冲击孔孔径之比Ｚｎ／ｄ增加而微弱上升,（４）在实验范围内冲击换热的平均努氏数可用下式表示：Ｎｕｄ＝０．２８１（Ｚｎ／ｄ）０．０７１（Ｘｎ／ｄ）－１．２９Ｒｅ０．７６ｄ,式中１５００≤Ｒｅｄ≤１００００,６．２５≤Ｘｎ／ｄ≤８．３３,０．５３≤Ｚｎ／ｄ≤３．００。     

撞击平板的动力响应计算和实验研究

本文采用16节点立体等参元,进行了冲击速度为10～20m/s时的平板动力响应数值分析。程序中考虑了结构的大变形,采用全拉格朗日描述法,时间离散使用了纽马克法。文中分别对LY12CZ和PMMA两种材料平板的动力响应计算结果和试验结果作了比较。提出用HopkinsonBar装置测定平板在硬撞击下撞击总耦合载荷及撞击点挠度随撞击时间的分布关系。同时文中提供了上述两种材料的动态力学性能参数,由这些参数可以认为PMMA为应变率敏感材料,在高速撞击下呈现“脆化”现象,而LY12CZ则为应变率不相关材料,在冲击载荷下呈现良好的塑性变形特性。     

猴头部冲击下颅内压的变化和头冲击伤的防护

 为了探讨应急弹射时高速气流吹袭造成头部冲击伤的机制和防护措施,使用动态加载机,对２４只猴的头部进行了冲击,观察了头部损伤程度与颅内压的变化关系。实验结果表明,随头部损伤程度的加重,颅内压也随着增高;损伤程度的不同,颅内压的动态响应曲线也呈现出不同的特点;颅内压增高值达到６．６３ｋＰａ猴出现了脑震荡的症状;颅内压的增高值达到或超过１０．０２ｋＰａ猴发生了脑器质性损伤。在应急弹射时适当地固定头部或防止颅骨变形可较好地预防和减轻头部冲击伤。另外,还应在减少头部气动力和提高座椅的稳定性上着重考虑。     

不同冲击角度外物损伤对TC4钛合金高循环疲劳强度的影响

基于空气炮冲击试验装置在不同冲击角度下进行了TC4钛合金平板试件的外物损伤模拟试验,采用逐级加载试验方法测试获得了光滑和冲击损伤试件的高循环疲劳(high cycle fatigue,HCF)强度,研究了冲击角度、冲击位置以及冲击损伤宏观几何尺寸与HCF强度的关系.结果表明:不同冲击角度下的损伤对HCF强度的影响程度不同.冲击损伤在试件边缘时,30°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大;冲击损伤在试件表面时,60°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大.试件边缘产生的缺口使HCF强度的下降幅度一般大于试件表面产生弹坑的影响.但在60°冲击时,冲击缺口损伤的影响要小于冲击弹坑损伤的影响.冲击损伤宏观几何尺寸一定程度上可以表征损伤试件HCF强度下降的严重程度.      

钢球对肥皂靶的撞击试验

为研究投射物对生物体的致伤效应,采用肥皂作为生物体模拟物,开展了Φ3．0mm 的钢球高速（0．96和1．88km/s）及超高速（3．52和4．98km/s）撞击肥皂靶的试验,获得了肥皂靶在钢球撞击下的损伤特征及其破坏规律。结果表明：高速试验条件下,钢球对肥皂靶的损伤主要表现为贯穿效果;超高速试验条件下,钢球撞击肥皂靶形成大尺寸半球形弹坑,其对肥皂靶的损伤表现为2个方面：一是大尺寸弹坑导致的“体积移除”,二是受超高速撞击的强烈冲击波影响,肥皂靶的破坏区域大于弹坑区域。     

复合材料结构设计值和冲击损伤容限许用值

 由于复合材料的引入,应该用“设计值”和“许用值”来代替“设计许用值”。讨论了设计值与许用值的关系,并指出复合材料结构压缩设计值主要取决于冲击损伤容限许用值。提出了应把冲击损伤破坏曲线定义为初步设计阶段用冲击损伤容限许用值,论证了这一定义的合理性,并给出了由该许用值确定压缩设计值的一般原则和过程。     

复合材料层合壳受冲击破坏的实验研究

为了研究复合材料层合壳在冲击荷载作用下的破坏始因、扩展机理及破坏模式,对一组20层对称正交铺设_s的航空用复合材料UIN125B石墨/环氧树脂圆柱壳段进行了低速落重实验。试件按层合壳的曲率半径R不同分为4组,每组尺寸相同的试件7件,共完成28件试件在冲击荷载作用下的试验研究。观察并分析其破坏的发生和发展过程,通过热揭层对脱层损伤及其模式进行测试和测量,了解破坏的扩展机理及最后模式。讨论曲率半径不同对破坏区域的分布及破坏尺寸大小的影响。最后将实验测得的破坏域与计算模拟的结果作以比较,可以看到实测破坏模式与分析结果吻合较好,实测破坏面积略小于计算分析结果。     

复合材料层合板抗冲击损伤的参数表征

研究了铺层方式为［０２／９０２／４５２／－４５２］ｓ的航空用碳纤维增强树脂基复合材料（ＣＦＲＰ）准各向同性层合板低速冲击引起损伤的表征问题。通过落重冲击试验引入损伤程度Ｄ表示材料低速冲击后材料参数的变化大小，通过准静态球面弯曲试验提出复合材料层合板抗冲击的三种表征参数：层内开裂临界能Ｅ１ｃ、层间开裂（分层）临界能Ｅ２ｃ、分层扩展阻力Ｒ．     

增材制造钛合金微桁架夹芯板低速冲击响应

增材制造技术能够制造复杂点阵结构。相比于传统的加工工艺,可以一次成型,克服了低速冲击下传统工艺芯层与面层在连接点处易发生脱粘的问题。利用低速落锤试验装置对增材制造面心立方（FCC）夹芯板和体心立方（BCC）夹芯板进行了低速冲击试验,获得了两种微桁架点阵夹芯板的破坏模式和冲击响应曲线。低速冲击下,微桁架夹芯板上面层在冲击部位产生局部凹坑,并出现裂纹,其余部位没有大变形。试验结果表明在相同能量冲击下,BCC夹芯板的凹坑深度要小于FCC夹芯板,BCC夹芯板的抗冲击性能要优于FCC夹芯板;建立有限元模型,较好地表征了低速冲击过程中微桁架结构的损伤。发现在低速冲击过程中,对于两种微桁架点阵夹芯板,冲击能量主要由上面层和芯层吸收;冲击能量改变,夹芯板各部分吸能百分比变化较小。BCC夹芯板和FCC夹芯板结构稳定,整体性好;低速冲击下,FCC夹芯板最先发生破坏的部位是上面层与芯层连接处;而BCC夹芯板最先发生破坏的部位是中间竖直桁架。     

不同状态HTPB推进剂动态冲击损伤研究

针对HTPB推进剂长期服役中面临动态冲击的风险,以未老化、热老化和湿热老化三种不同状态HTPB推进剂为研究对象,研究动态冲击条件下HTPB推进剂损伤情况,采用细观检测设备(SEM,CT),以分形维数相结合的方式,定性和定量分析了损伤情况。研究结果表明,未老化和热老化HTPB推进剂动态冲击后,内部的损伤主要表现为颗粒穿晶断裂和破裂、基体与颗粒的界面损伤、基体撕裂、孔隙率增大等,经分析表明冲击时应力集中区易于在AP颗粒内部和颗粒/基体界面产生。而湿热老化HTPB推进剂在动态损伤后,表现为基体与颗粒的界面"脱湿"、基体撕裂和少量的颗粒断裂,冲击时应力集中区主要在颗粒/基体界面产生。采用分形维数对冲击后的损伤情况进行定量表达,损伤情况的严重程度由高到低依次是热老化、未老化和湿热老化,温度越低应变率越高,损伤越严重,同等实验条件下湿热老化的分形维数比未老化的情况减小了0.13%～4.82%,而热老化后的分形维数比未老化的情况提高了11.8%～15.0%。     

Numerical simulation of a UAV impacting engine fan blades

A 3D digital model of a small Unmanned Aerial Vehicle (UAV) is obtained by using the method of scanning reverse modeling and joint mapping. A numerical simulation of a small UAV strikes on rotary engine blades, presented in this paper, was performed with a Transient Nonlinear Finite Element code PAM-CRASH software. A test of motor strike on plate was developed and the dynamic response of the plate were obtained to validate the numerical simulation method of a UAV strike on blades. Based on this, dynamic damage response caused by UAV on the engine blades were studied. It is indicated that the impact process between the UAV and a single blade can be divided into two typical stages: cutting and impact. Cutting mainly leads to the failure of the leading edge material, and impact mainly leads to the plastic deformation of the blade. At the same time, it is compared with the damage impacted by bird with the same mass. For the same mass of bird and UAV, the damage caused by UAV striking fan blade is more serious, and 1.345 kg UAV striking fan blade of typical civil aviation engine is enough to cause damage to flight safety.     

低速冲击与准静态压痕力下复合材料层合板的损伤等效性

低速冲击与集中准静态压痕(QSI)力对复合材料层合板所造成的损伤具有等效性。通过两类损伤方式对比试验,获得了冲击能量(或准静态压痕力)与层合板损伤面积、损伤宽度和凹坑深度3组对应关系。3组关系的对比分析表明,凹坑深度是表征损伤的最佳参数,因此将凹坑深度作为损伤参数来建立落锤冲击损伤与准静态压痕力损伤间的等效关系。发现拐点是层合板纤维和基体整体抵抗冲击(或准静态压痕力)能力的最大值,两类试验的拐点相差很小,且两类试验变化趋势相同,说明了用集中准静态压痕试验取代落锤低速冲击试验是可行的。对相同凹坑深度下的冲击能量与准静态压痕力进行了数值分析,并提出了冲击能量与准静态压痕力间的等效性公式。研究表明,文中建立的等效性公式能够很好地反映落锤冲击能量与准静态压痕力之间的关系,可为今后由集中准静态压痕试验代替落锤冲击试验提供理论支持。