蜂窝夹芯结构面内等效弹性参数的分析研究

针对Bernoulli Euler梁法计算蜂窝夹芯等效弹性参数的不足,利用3D有限元数值模拟技术,通过对不同材料、不同尺寸的正六边形蜂窝夹芯弹性参数进行数值模拟,给出了芳纶纸面内等效刚度和Poisson比随蜂窝夹芯几何参数变化关系,提出了等效弹性参数的计算公式和一种循环优化设计蜂窝夹芯板厚度的新思想,得到了一些Bernoulli Euler梁法无法得到的重要结论:正六边形蜂窝夹芯结构y方向的弹性模量大于x方向的1.5倍;等效Poisson比仅与蜂窝夹芯几何参数有关,而与材料常数无关等。最后通过与文献[11]铝质蜂窝夹芯的压缩实验结果比较,证实了本文所使用方法的有效性和部分公式的正确性。     

金属蜂窝夹芯面板有效导热系数的数值计算

对具有漫灰体内壁的金属蜂窝夹芯面板,忽略蜂窝内腔的空气导热,综合考虑蜂窝结构的热传导和热辐射等热传递过程,利用有限元方法求解了周期性分布的蜂窝单胞稳态热传导控制方程,蜂窝内壁的边界条件是由净热量法得到的热辐射换热积分方程,由胞元的温度场分布数据及Fourier定律得到了蜂窝结构的有效导热系数。与现有文献相比,采用了较少近似的模型及较高精度的离散方法,计算结果表明计算模型及方法是可靠有效的。     

复合材料夹层结构的弯扭稳定性

对复合材料层合板做面板,蜂窝做夹芯的夹层结构在受到弯、扭载荷作用下的稳定性进行了研究。面板采用对称铺层、等高度蜂窝夹芯,利用能量法对临界载荷进行了计算并给出了一些计算曲线。     

蜂窝夹芯旋转壳的屈曲分析

蜂窝夹芯复合材料旋转壳是航天器中的重要部件,且常常与其它部件互相联结,联结区局部高应力往往诱发复杂的局部屈曲模态,为此发展了一套有限元求解方案。针对蜂窝夹芯层合壳体构造了一种基于相对自由度技术的32节点三层壳元,这种单元避免了传统壳元的转动自由度,易与三维实体单元连接,使变厚度、带有补强的复合材料层合壳体等复杂结构得以正确建模。同时运用旋转周期结构有限元技术对大规模的空间蜂窝夹芯层合结构成功实施了屈曲分析。数值算例表明了计算策略的有效性和优越性。     

蜂窝体胞尺寸对夹芯板性能的影响研究

研究了周期性夹芯蜂窝体胞尺寸对夹芯板刚度性能、一阶频率的影响规律.以夹芯均匀化等效的夹芯板模型为基准,定义无量纲尺寸影响因子,描述不同蜂窝尺寸夹芯板性能相对均匀化等效模型基准值的变化趋势,量化蜂窝尺寸的影响程度.采用有限元数值方法,开展了不同尺寸、不同构型以及不同边界条件下蜂窝夹芯板性能的比较分析.计算结果表明:夹芯板...     

轻质量低成本无人机舵面结构优化与验证

复合材料蜂窝夹芯结构因其高比强度、比模量及可设计性而广泛应用于航空飞行器结构。文章提出了 1种轻质量、低成本舵面结构方案——通过增大蜂窝芯密度使其剪切模量提高,进而降低复合材料面板应力水平,减小面板厚度。首先,根据理论选择通过增大蜂窝密度提升蜂窝剪切模量;然后,对结构进行有限元计算与分析,发现蒙皮应力水平随蜂窝芯剪切模量增大而显著降低;最后,设计不同蜂窝芯密度的蜂窝夹芯结构进行试验。试验结果证明,蜂窝芯越致密,其典型力学性能越高,冲击后的剩余强度也越高。     

金属蜂窝夹芯板瞬态热性能的计算与试验分析

 掌握热防护系统(TPS)中热结构超合金蜂窝面板在热环境下的传热隔热特性,是飞行器防热结构设计的先决条件。从镍基高温变形合金蜂窝板隔热试验出发,结合蜂窝板的试验和实际使用环境下的对流换热理论分析,建立了考虑夹芯的辐射、传导和对流传热形式的蜂窝面板的瞬态传热数值计算模型,得出镍基合金蜂窝板在高温下的防热特性。通过与试验结果进行对比,分析了试验误差和不同环境间的修正。讨论了部分蜂窝板设计参数对隔热效果的影响,得到了不同材料常数和蜂窝芯壁厚对隔热效果的影响规律。     

航空复合材料纸蜂窝夹芯结构热成型开裂研究

飞机复合材料芳纶纸蜂窝夹芯部件在热压罐成型时处于热-力耦合工况。本文关注热成型过程中可能出现的蜂窝开裂现象,通过试验获得了蜂窝芯的拉、压、剪性能参数和芳纶纸的热性能参数,同时结合有限元分析手段和反演方法,对整体蜂窝夹芯部件的热-力顺序耦合和局部芯子抽真空导致的蜂窝胞元间压强差进行数值模拟。结果表明：成型过程中的热应力不会导致蜂窝胞元间胶层开裂,局部憋气的压差可能导致蜂窝开裂;胶层部分破坏与胶层完全破坏所需的胞元间压强差的差值与胶层初始法向断裂应力正相关;胶层完全破坏所需的胞元间压强差随着受载胞元数量的增多而减小。     

U形夹芯结构复合材料蒙皮制造技术研究

针对U形夹芯结构复合材料蒙皮在实际成型过程中存在的主要问题进行了研究,在蜂窝芯局部稳定辅助手工倒角、蜂窝芯外形控制、铺层交叉固持及零件外形检测等方面对成型工艺进行了改进,并对相应的改进进行了深入分析。研究结果表明:通过对蜂窝的局部稳定化处理,实现了过拉伸蜂窝芯手工修切过程中倒角表面质量的明显改善;通过对外形样板的优化设计,实现了过拉伸蜂窝芯外形尺寸的精度控制;通过对铺叠过程中铺层的交叉固持,避免了U形夹芯结构复合材料蒙皮固化时的压力传递问题,有效解决了蜂窝芯收缩、铺层滑移皱褶及内部分层等问题;通过简易卡板、定力夹紧装置与塞尺方式相结合的方法,实现了零件状态下外形的高效测量。     

复合材料夹芯结构的数字化敲击检测技术研究

从复合材料夹芯结构的无损检测需求出发,简述了基于敲击力时间判据的数字化敲击检测技术原理,介绍了便携式数字化敲击检测成像系统的设计过程,针对不同结构类型和不同损伤尺寸的夹芯结构试件开展了敲击检测试验验证,并对检测结果进行了讨论和分析。试验证明数字化敲击检测技术能够有效检测蜂窝夹芯结构和泡沫夹芯结构中的分层和脱粘缺陷。     

Modeling of Heat Conduction in Thermoplastic Honeycomb Core/Face Sheet Fusion Bonding

Honeycomb sandwich materials have been widely used in aerospace industry as secondary structural materials or interior panels. Recently the research of full thermoplastic honeycomb sandwich materials has been of interest due to their recyclability. In their production, they usually demand an adhesive-free process, namely fusion bonding, to connect thermoplastic honeycomb core and face sheets. It is a heat induced process where a parameter of temperature should be well controlled to guarantee the product quality. This article presents a mathematical model of heat conduction to analyze the transient temperature distribution from heating tools towards inner part of the core under fusion bonding conditions. In order to simplify the complexity of 3D honeycomb geometry, a homogenization method is used to obtain average thermal properties of the honeycomb along the major heat flux direction. The model is validated by comparing with the results of in-situ temperature measurement during fusion bonding. The presented model can also be applied to analyzing general out-of-plane heat conduction through honeycomb sandwich structures made from other materials.     

钛蜂窝体制备及压缩性能研究

采用融熔沉积快速成形法制备钛金属蜂窝结构材料,对粉浆制备、钛金属蜂窝结构蜡坯固化、脱蜡等工艺以及所制备的钛蜂窝体的压缩性能进行了研究.结果表明,采用融熔沉积快速成形可以制备钛金属蜂窝结构,工艺简单、尺寸可控,钛蜂窝结构的相对密度在9%～12.6%范围内,屈服强度和弹性模量的增加不大;相对密度超过12.6%后,屈服强度显著增加,但弹性模量增加的幅度不大.通过改变蜂窝体正六边形的边长或改变蜂窝体的壁厚均达到相同的相对密度条件下,蜂窝体的压缩强度差别不大,但对蜂窝体的弹性模量却有显著影响.     

高温合金前缘热防护结构隔热性能分析

高温合金前缘热防护结构由高温合金蜂窝和隔热毡、连接件构成,同时具有承载和隔热作用,易于拆卸和维修,具有经济性和安全性。通过分析高温合金前缘热防护结构隔热性能和承载能力,对前缘结构进行设计。高温合金蜂窝隔热效果良好,并可以承受1 200℃高温。隔热毡所用的隔热材料在高温试验下保持良好的隔热效果,验证了本文传热分析方法的正确性。建立了传热迭代分析算例,确认结构各项参数满足某型高速临近空间飞行器的热环境和承载使用要求,完成了前缘结构隔热一体化初步设计。     

飞机隔热结构热桥效应分析与实验

针对飞机隔热结构中金属筋条的热桥问题,设计了两类典型飞机隔热结构构型。为了研究分析热桥效应对隔热性能的影响,对各构型进行瞬态热传导有限元分析,得到在热面温度分别为100℃,200℃,300℃,424℃时考核点的温度,并通过隔热性能实验验证了有限元方法的有效性。结果表明:热桥对隔热结构的隔热性能有较大影响,设计隔热结构时应充分考虑热桥现象;提出了热桥阻断的方法。     

蜂窝材料及孔格结构技术的发展

介绍了一种新型的芳纶/酚醛型高模量、高强度的Korex蜂窝芯材.并对不同孔格-密度的Korex蜂窝芯材进行了力学性能和典型使用性能的对比,给出了几种新型的蜂窝结构.新型蜂窝材料和新型蜂窝孔格结构的研究,将有效地提高蜂窝结构的力学性能,显著地降低结构重量,提高使用可靠性,有利于扩大蜂窝结构在航空航天及其他工业领域中的应用.     

S型泡沫金属管翅式换热器的设计与实验研究

为解决航空发动机部件热防护以及热管理问题,针对CCA(cooled cooling air)技术,采用高孔隙率泡沫金属替代传统管翅式换热器金属翅片,设计一种轻质、高效、紧凑的小尺寸S型泡沫金属管翅式换热器。换热器芯体为3D打印的钛合金制作,重129 g,由S型管束以及泡沫金属翅片组成,翅片安装在管束直管段处。流动传热实验模拟航空发动机机匣外部的空-油换热器,冷侧为水,热侧为高温空气,测定两侧流体的流量、进出口温度及压力。结果表明：泡沫金属作为换热器的翅片,传热系数增大43.94%、换热量提升21.7%、综合换热性能增加25.43%,功重比平均提升17.26%,可达14.61 kW/kg。这说明泡沫金属能够提升换热器的整体性能,可用于未来航空发动机相似结构换热器的设计。     

返回舱/空间探测器热防护结构发展现状与趋势

针对中国天地往返和深空探测领域对热防护结构的需求，综述了国内外返回舱和空间探测器热防护材料/结构的发展现状，着重介绍了包括蜂窝增强热防护材料、纤维增强热防护材料、组合式热防护结构以及展开式热防护结构等在内的代表性热防护材料/结构的设计理念和性能特征。在系统总结热防护结构发展趋势的基础上，分析了返回舱和空间探测器热防护结构发展中存在的关键问题，可以看出：纤维增强热防护材料在热防护结构重量方面表现出了突出优势，材料拼接设计成为结构发展的重要阻碍；组合式热防护结构设计在现有材料发展水平的基础上，将成为提高热防护结构效率的有力途径；展开式热防护结构有望使航天器有效载荷重量显著提升，但受限于柔性热防护材料性能和结构工艺，仍有待发展。更加频繁的天地往返运输和深空探测项目的开展必将对热防护结构发展产生巨大的推动作用。