关于比强度和比模量单位的使用辨析

主要介绍了材料力学性能中强度(刚度)、模量、比强度、比模量的概念,推导出比强度、比模量的单位。推算结果表明:比强度单位为106m2/s2;比模量单位为109m2/s2。     

无人机大展弦比直机翼单双机身布局对结构刚度的影响

为了探讨单、双机身布局下的大展弦比直机冀之间的结构刚度问题以及双机身大展弦比直机翼布局中基于翼面弯曲刚度下机身与机翼的最佳布置问题，采用工程梁方法对这一问题进行简化与建模。理论分析与数值优化结果表明：就结构刚度而言，双机身布局优于单机身布局；针对双机身布局，通过优化给出了机身与机翼之间的相对位置，在此工作的基础上，研究了冀面扭转刚度，并由此得出：就结构的弯曲和扭转刚度而言，双机身布局具有一定的优势。     

用于飞机结构选材的系列材料性能指标及其应用

为提高飞机机体结构选材的合理性,从材料性能指标的角度出发,在材料比强度、比刚度的常用基本指标之外,结合飞机结构设计思想,提出了材料比疲劳强度、比静韧度、比动韧度、疲劳强度比、静韧强比、疲劳韧强比共6个材料性能指标的概念与计算方法。建立了基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法,考虑飞机结构的设计准则及结构在实际使用过程中的功能需求,通过条件筛选缩小备选材料范围,依据系列材料性能指标进行材料对比排序,并通过结构验证确定最终选材。以某型飞机机翼大梁的选材过程给出了应用实例。     

小型太阳能无人机超大展弦比轻质主梁设计

太阳能无人机表面需要铺设太阳能电池,这就要求太阳能无人机的结构要同时满足不影响太阳能电池效率的光学特性和要达到足够强度、刚度的力学特性。文章针对小型太阳能飞机超大展弦比机翼进行轻质化结构设计,过程中充分考虑超大展弦比机翼的柔性变形,对比不同的设计方案并提出合理设计方案。     

基于仿生的大展弦比机翼结构布局形式研究

为了探讨大展弦比直机翼的结构布局形式,本文借鉴自然界中的鱼骨与树叶的叶脉形式,利用有限元分析与满应力优化作为设计手段,对3种不同的结构布局形式(A构型、B构型和常规构型)开展基于强度、刚度以及质量条件限制下有关响应的对比研究。计算结果表明:在不同尺度的等质量条件限制下,“A构型”弯曲刚度最大,扭转刚度居中;“B构型”弯曲刚度居中,扭转刚度最小;“常规构型”弯曲刚度最小,扭转刚度最大。分析结果证明,机翼的翼肋布置应该“适当地”倾斜。最后给出3点结论。     

大展弦比无人机翼梁结构刚度优化设计

以某型无人机翼梁结构为研究对象,应用结构拓扑优化设计技术对其进行刚度优化设计。将翼梁腹板划分为多种不同的拓扑优化设计子区域,以结构刚度最大化为设计目标,考虑子区域材料用量、结构强度、翼尖变形等约束,对比了不同子区域划分方式下的设计结果,获得了适用于大展弦比机翼翼梁结构拓扑优化的腹板子区域划分方式,对原始翼梁结构进行改进,改进后的翼梁结构满足强度、刚度设计要求。     

超高比强度非晶态铝基合金的开发

本文综述了近年来超高比强度非晶态铝基合金的最新研究结果，阐明其制备条件，生成组分，组织结构和强度特性，并对其开发前景进行了展望。     

大展弦比复合材料机翼结构设计研究

针对大展弦比机翼结构的特点,选定蜂窝夹层、多墙式和一种新型混合式结构进行分析比较。进行了缝纫层合板和无缝纫层合板的冲击后压缩强度试验以及3种形式的复合材料蜂窝夹层板冲击后压缩稳定性试验。实验结果表明,缝纫可提高复合材料层合板冲击后压缩强度和屈曲临界载荷。对3种形式机翼结构进行有限元分析,计算结果表明,新型混合式结构具有明显的减重效果,并可实现一定比例的弯曲和扭转刚度设计。     

大展弦比飞机翼身结构不同刚度对结构响应的影响

为了研究大展弦比双机身布局无人机翼身结构不同刚度对结构响应的影响,本文采用有限元分析与满应力优化相结合来探讨这一问题。计算结果表明:机翼与机身之间不同刚度对结构响应存在影响。建议结构设计时注意这一现象并加以利用,从而得到轻量化的结构设计。针对算例进一步计算与分析表明:采用本文方法得到的结构优化方案,同样也能够满足该飞机的静、动气弹要求。结论:采用本文方法,不仅可以研究飞机部件之间不同刚度对飞机结构响应的影响,还可以进行全机的结构方案设计,并对此方案进行刚度、强度、颤振和控制面效率的分析与评估。     

基于仿生的大展弦比直机翼结构布局形式研究

为了探讨大展弦比直机翼的结构布局形式,借鉴自然界中的鱼骨和鸟羽毛以及树叶的叶脉形式,利用有限元分析与满应力优化作为设计手段,对三种不同的结构布局形式(A构型、B构型和常规构型)开展基于强度、刚度以及重量条件限制下的有关响应的对比研究.计算结果表明:在不同尺度的等重量条件限制下,"A构型"弯曲刚度最大,扭转刚度居中;"B构型"弯曲刚度居中,扭转刚度最小;"常规构型"弯曲刚度最小,扭转刚度最大.分析得出机翼的翼肋布置应该"适当的"倾斜.最后给出三点结论.     

玄碳混杂增强树脂基复合材料混杂比优化设计

对碳纤维-玄武岩纤维混杂增强树脂基复合材料最优混杂比范围进行研究。以碳纤维与玄武岩纤维平纹织物为增强体,制备9种具有不同混杂比的混杂纤维复合材料(Hybrid Fiber Reinforced Polymer,HFRP)试样,并进行拉伸实验。依据平纹织物结构特点,计算得出平纹织物单胞性能参数,在ANSYS中,以SHELL181壳单元体建立HFRP有限元模型。该模型对试样刚度的模拟值与实验值近似。分析模型受力时的应力云图发现,存在将HFRP破坏形式分为一次破坏与二次破坏的临界混杂比。有限元模拟研究树脂含量为45%时,不同混杂比的HFRP刚度、强度和拉伸极限应变。当混杂比为60%时,可保证HFRP强度无折减的情况下,较玄武岩复合材料(Basalt Fiber Reinforced Polymer,BFRP)刚度提高93.4%,较碳纤维复合材料(Carbon Fiber Reinforced Polymer,CFRP)拉伸极限应变提高11.3%。     

机场道面超载与应力比关系

本文通过对用ACN－PCN通报道面强度的超载和道面的应力比进行分析，建立起两者之间的数学关系。由此可以快速、简便地计算出在不同超载条件下的道面应力比变化情况，从而反映出超载与道面疲劳强度间的内在联系。     

民用飞机复合材料舱门优化设计

复合材料因其具有比刚度大、比强度高、可设计性强等特点而被广泛应用到民用飞机结构上。针对宽体复合材料舱门设计方案，建立有限元模型进行初步分析，然后以刚度设计要求和强度设计要求为约束条件，对复合材料舱门结构的铺层比例进行了优化，达到了复合材料舱门的减重目的。优化后复合材料舱门的重量降低了10%以上，并且满足所有刚度和强度设计要求。本文所做研究为复合材料气密舱门减重提供了一种有效的方法，并且为类似结构的设计提出了参考建议，在工程上具有一定的指导意义。     

新型碳纤维点阵复合材料技术研究

为了制备新型轻质高强材料,研究了满足拉伸主导型设计和临界细长比限制的点阵材料构形特征.针对碳纤维复合材料特点,开发了三维穿插编织工艺,在此基础上设计制备了碳纤维点阵复合夹层梁结构.对比蜂窝和碳泡沫材料分析点阵夹层结构的基本力学性能.研究表明点阵夹层结构具备整体成型、不发生层间脱胶破坏、比刚度和比强度高等优点,是一种很有前景的新型航空航天材料.     

大展弦比直机翼双机身飞机中机身与机翼的最佳布置问题

为了探讨双机身大展弦比直机翼无人机中基于翼面弯曲刚度下机身与机翼的最佳布置问题,本文采用工程梁对这一问题进行建模,并利用MATLAB6．5的优化工具箱给出数值优化解。在此工作的基础上,研究了翼面扭转刚度,计算结果表明,与单机身布局相比,双机身布局中的翼面结构扭转刚度提高了4倍。结合文献[1]的工作,可以得出结论：就结构刚度(弯曲和扭转)而言,双机身布局具有一定的优势,值得做进一步的分析。     

旋转盘腔盘罩间隙比的敏感性分析

为保证寿命限制件之一的涡轮盘满足适航性要求,采用单向流固耦合(fluid structure interaction,简称FSI)数值方法,研究转静系旋转盘腔盘罩间隙比的变化对转盘安全性的影响机理.并且,由流阻、换热效果和应力分布三方面构成的工程评价体系对盘罩间隙比的影响进行评价以及敏感性分析.结果表明:盘罩间隙比的变化能够影响旋转盘腔内流动结构的强度,从而改变盘面换热效果和转盘温度分布,导致与温度梯度相关的热应力也发生变化.随着盘罩间隙比的增加,旋转盘腔的流阻损失基本不变,转盘迎风面平均换热效果呈现先增强后减弱的趋势,转盘整体应力水平上升,以及出现在盘心处的最大等效应力值增大.盘罩间隙比的变化能够从材料许用应力和实际使用载荷两方面影响涡轮盘的失效概率,因此,在涡轮盘腔设计阶段,需考虑盘罩间隙比对涡轮盘安全性的影响.      

大展弦比复合材料机翼结构建模与气动弹性分析

建立了具有任意截面形状的大展弦比复合材料翼的结构模型。研究了机翼的两种铺设方式：即周向均匀刚度配置（CUS）和周向反对称刚度配置（CAS）。对于复合箱梁情形,目前的结构建模方法正确性通过ANSYS有限单元软件得到了验证。为了研究具有NACA0012翼型的大展弦比复合材料机翼的气动弹性问题,利用线性ONERA空气动力模型来描述小攻角情形下的非定常空气动力载荷。最后,利用U—g法预示了机翼在各种复合层铺设角度下的颤振速度。     

基于遗传算法的大展弦比复合材料机翼结构优化设计

结构减重是飞机设计的一个重要目标,采用复合材料代替金属材料以及对结构进行优化设计可以达到减重的效果。针对一个大展弦比复合材料机翼,采用遗传算法,通过Matlab调用Patran进行建模分析,以结构强度、刚度为约束条件,同时对翼梁位置和复合材料铺层进行优化设计;根据实际工艺要求建立复合材料铺层库,以解决复合材料铺层变量过多的问题。结果表明:本文提出的优化方法有效,对工程设计有较大的指导意义;复合材料铺层库在其他涉及复合材料铺层优化的问题中也具有广泛的应用前景。     

起落架用超高强度钢的屈强比问题

一、前言起落架通常约占飞机总重的3～5％,但它只承受地面载荷,在飞行中毫无贡献。为减轻结构重量和压缩收藏空间,选用强度高,弹性模量高,价格相对低的超高强度钢就不可避免。目前,起落架已从静强度设计发展为安全寿命设计,选材也从简单的静强度要求提高到对综合力学性能的要求。但在选材和设计中,首先遇到的仍是材料的强度问题,     

复合材料在航空发动机上的应用

树脂基复合材料在发动机的外涵机匣、静子叶片、转子叶片、包容机匣以及发动机短舱、反推力装置等部件上得到大量应用;金属基复合材料具有优于传统金属材料的比强度、比刚度、耐高温和结构稳定性,在不久的将来将取代镍、钛合金,成为未来航空发动机的主要材料;金属间化合物具有密度低、刚度高、高温强度好和防火能力强等特点,早已被列为先进航空发动机的候选材料