复合材料圆筒结构脱层损伤识别研究

针对复合材料圆筒结构,讨论了基于模态柔度曲率矩阵的无损检测方法。通过模态分析获得脱层复合材料圆筒的各阶固有频率及节点振型,计算得到轴向和周向柔度曲率矩阵来判断损伤。研究表明:轴向和周向柔度曲率矩阵两种方法均可达到精确识别脱层位置及大小的效果,且越靠近外筒壁,柔度曲率矩阵图突变越大,越易检测。相对而言,轴向柔度曲率Fc在脱层位置突变远大于周向柔度曲率Fd,更易判断损伤。但当损伤发生在沿轴线固定端边界时,轴向柔度曲率Fc本身就有较小突变,应用周向柔度曲率Fd识别防止误判。     

基于运行模态的复合材料梁脱层损伤识别

为了实现复合材料结构损伤的定位与定量识别,利用传递率函数的运行模态分析方法探讨了复合材料梁无损检测方法,通过对加速度传递函数的最小二乘拟合,得到结构的模态频率和阻尼,对传递率函数矩阵奇异值分解,得到结构的振型。运用曲率模态(CMS)和曲率模态变化率(CMSI)作为损伤指标,对具有单损伤、多损伤和不同损伤程度的复合材料梁结构进行模态分析,并对两种损伤指标的识别敏感性进行对比。实验结果表明:CMS和CMSI在损伤位置发生突变,通过突变可以识别出损伤的位置和大小,并且能够对结构中的多损伤进行识别;CMS和CMSI的突变极差值随着损伤程度的增加而增大,说明CMS和CMSI具有定量识别损伤程度的能力;与CMS相比,CMSI对复合材料梁结构损伤识别更为敏感。     

基于转角模态曲率的损伤识别研究

利用测量得到的模态参数,应用中心差分法求取振型曲率,用损伤前后同一位置的振型曲率变化作为结构损伤的识别指标。采用有限元方法,通过数值仿真,对不同位置发生损伤前后的悬臂梁进行仿真计算,得到其模态参数。利用构造的损伤识别指标对结构损伤情况进行识别研究。在前人研究的基础上,特别提出了利用角位移模态曲率变化来识别损伤位置。仿真算例表明：利用角位移模态曲率比平动位移模态曲率识别损伤的效果更好,精度更高。     

飞艇骨架结构动态损伤识别方法

针对飞艇骨架结构中损伤引起的模态跃迁现象导致无法通过匹配损伤前后动态特性参数变化来识别损伤的难题,给出3种只基于损伤后振动响应信息进行损伤识别的动态方法。通过模态分析方法获得结构的模态参数,分别推导模态振型曲率法、均布载荷面曲率法和虚拟轴向应变法等3种损伤识别算法。定义损伤指标,并根据损伤指标局部峰值来识别和定位损伤杆件。以半硬式飞艇常见狭长构型三角截面碳纤维复合材料桁架为例,结合有限元法和自编MATLAB程序进行损伤识别仿真研究,影响参数包括损伤类型、损伤位置、损伤程度和噪声量级等,最后对损伤识别算法的有效性进行试验验证。结果表明新损伤识别方法对损伤敏感,在环境噪声工况下能准确识别和定位单个和多个损伤杆件。文中方法均基于结构整体振动信息进行损伤杆件识别,将来可用于构造飞艇骨架实时结构健康监测系统。     

基于定量曲率模态分析的分层损伤检测研究

为研究基于振动分析的复合材料损伤定量检测方法,对含有不同长度分层损伤的复合材料梁,分别采用试验和有限元分析的方法进行静态和动态响应检测。样本分别进行了纯弯曲、剪切、自由振动和不同频率下的受迫振动试验。振动状态下的位移和加速度分布采用多普勒激光扫描振动仪测得。有限元分析采用ABAQUS6.9.1软件进行,并将分析结果与试验结果进行了对比。由此得出样本件的曲率模态响应,从而可以确定分层损伤区域的位置、大小及相关物理参数。     

基于曲率模态法对飞机翼梁的损伤识别

基于曲率模态提出了一种对飞机翼梁的损伤识别分析方法,通过判断结构在损伤前后的曲率模态的变化,比对损伤的位置进行定位。文中提出利用孤立特征值的一阶摄动法求解损伤后曲率模态,能够通过无损振型计算出损伤后曲率模态的改变量,优化计算方法。为验证方法的有效性,将某一简支梁作为算例进行损伤识别,得到了较好的效果。识别结果还表明,曲率模态的变化比会随着损伤程度的增加而增大,利用这一性质能够初步判断结构的损伤程度。利用这一方法对某一整体式飞机翼梁进行了损伤识别,结果证明,这种方法能够迅速的对飞机翼梁上出现的损伤进行定位,并且通过判断曲率模态的变化比的大小,能够判断飞机翼梁的损伤的程度。     

基于振动分析的结构损伤检测方法研究

对近年来结构基于振动的损伤识别方法的发展概况和最新进展进行了总结：主要介绍基于固有频率、位移振型、曲率模态振型、应变模态振型的损伤识别技术和BEE法,分析其各自的优缺点。在此基础上,展开基于模态参数识别的航空发动机零部件结构损伤检测的研究,提出综合运用有限元法、实验模态分析和神经网络法对结构损伤进行检测的方法．并取得初步结论。最后对该研究领域的未来发展进行了展望。     

基于空心光纤的智能结构自诊断、自修复系统

利用空心光纤完成了智能结构自诊断、自修复系统。空心光纤网络可以检测出结构损伤的位置,并将胶液输送至结构损伤处进行修复,从而实现对复合材料结构损伤的自诊断及自修复功能。另外,本文对空心光纤埋入复合材料结构后的相容性进行了试验和分析。     

复合材料层合板的振动模态试验研究

采用逐点激励单点测试（SISO）的方法,在自由状态和一端固支状态下对无损伤和含开孔损伤的复合材料层合板进行了模态试验和模态识别.根据测量得到的试验件的频率、阻尼和振型等模态参数,分析了层合板在不同边界条件下开孔损伤位置和开孔损伤大小对层合板的振动特性的影响.结果表明：复合材料层合板具有优越的阻尼特性;试验获得的振动特性与相关文献中的结果一致;开孔损伤位置和开孔损伤大小对层合板的振动特性有明显影响.     

含分层损伤复合材料层合板振动特性

针对复合材料层合板分层损伤区域上、下子板的畸变模态,采用自定义矩阵单元模拟其损伤区的接触刚度,建立了一种合理的层合板分层损伤有限元振动分析模型;在此基础上研究了分层深度和分层大小对复合材料层合板振动特性的影响.数值模拟结果与实验结果的对比表明:采用的自定义矩阵单元可以有效地模拟层合板的分层损伤,模态计算值与实验值的最大误差为10.67%,最小误差为0.34%;分层深度和分层大小对复合材料层合板振动特性有较大影响,随分层深度变化,固有频率最多下降50%;随分层大小变化,前4阶固有频率最多下降12%.      

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

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<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.