基于NASTRAN的复合材料后梁稳定性优化设计与开口补强分析

结构失稳破坏在飞机静力试验中较为常见,结构稳定性破坏会导致全机结构的破坏。复合材料后梁开口后,对结构稳定性提出了更高的要求,因此必须在满足后梁静强度要求的基础上,对结构稳定性进行优化设计。应用理论计算和有限元软件Nastran对后梁结构稳定性进行了分析,对后梁结构立柱进行了布局优化设计和截面尺寸设计,最后对复合材料后梁开口结构进行了稳定性分析,为复合材料后梁详细设计提供了参数支持。     

先进复合材料在无人机上的应用

为满足未来无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)的高空、长航时、强机动性、功能性、经济性等各种高性能需求,先进复合材料在国内外无人机上的应用愈加广泛;但我国无人机研制中采用复合材料的比例和技术水平较国外尚存在一定差距,复合材料制件成本是制约其应用的主要因素之一。本文介绍无人机在国内外发展的历程,概述复合材料在无人机上的应用,总结无人机复合材料的一些关键技术,提出了问题和建议并指出发展趋势。为了加快我国复合材料在无人机行业应用的步伐,应在引进国外自动化技术的同时,坚持以工艺可行性和稳定性为出发点进行复合材料的结构设计以降低复合材料结构成本,并积极发展各种液体成型技术、仅真空袋非热压罐材料(bag vacuum only-out of autoclave, BVO-OoA)材料和工艺以及对传统模压工艺进行改进研究。     

复合材料泡沫夹芯板胶接修理的压缩性能

针对复合材料泡沫夹芯结构在维修结构性能研究方面的缺失,在完成了复合材料泡沫夹芯板的维修与压缩性能测试之后,建立了结构有限元分析模型,结合夹芯结构的稳定性理论解析模型,并对复合材料泡沫夹芯结构的胶接修理压缩性能进行验证。结果表明:通过试验结果简化了有限元分析模型中的胶层设置;应用复合材料夹芯结构的稳定性理论解析模型,能够快速获得复合材料夹芯维修结构的侧压极限载荷上限值;复合材料泡沫夹芯修理结构的主要侧压破坏模式为面板一阶与二阶屈曲失效,该结果说明复合材料泡沫夹芯修补结构的有限元模型与解析稳定性理论模型的计算精度较高,具有较强的工程实用性。     

碳纤维增强复合材料在航空航天领域的应用

先进复合材料在飞行器上的应用经历了从非承力结构到非主要承力结构再到主要承力结构的过程，在航空航天领域应用先进复合材料可以有效减轻各类飞行器的重量。以航空航天领域应用广泛的碳纤维增强复合材料为对象，简单分析了碳纤维增强复合材料的特点，总结了碳纤维增强复合材料在航空航天领域的应用情况，展望了航空航天领域碳纤维增强复合材料的发展趋势，旨在为碳纤维增强复合材料在航空航天领域的应用提供一定的参考。     

航空复合材料结构精密干涉连接技术综述

凭借在强度、韧性及寿命上的优势,复合材料尤其是碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）逐渐作为主承力结构应用于飞机产品,但由于极易产生连接损伤,其机械连接正面临"干涉破坏强度,非干涉降低性能"的矛盾。而其关键在于对干涉量的精密控制,即实现复合材料结构的精密干涉连接。针对此问题,本文分析了航空复合材料结构精密干涉连接的特点、难点与应用现状,并提出了航空复合材料结构精密干涉连接技术体系框架,重点归纳总结了航空复合材料结构精密干涉连接的三大核心问题：复合材料干涉连接孔周应力分析方法、干涉连接结构损伤萌生与扩展机理、干涉连接结构力学性能退化机制的学术发展脉络及现有问题,在此基础上,指出了未来航空复合材料结构精密干涉连接技术在模型、紧固件、工艺、材料等层面的发展趋势。     

高致密反应烧结SiC_f/SiC复合材料的微观结构与性能

SiC_f/SiC陶瓷基复合材料是航空发动机热结构部件的关键材料。基于国产KD-II碳化硅纤维,利用反应熔渗工艺制备了高致密的SiC_f/SiC复合材料,研究了其微观结构、常温/高温力学性能、热物理性能和高温长时氧化稳定性。反应熔渗制备的SiC_f/SiC显气孔率仅为1.6%,室温弯曲强度为(521±89)MPa,1200℃高温弯曲强度为(576±22)MPa,呈非脆性断裂特征,具有优异的高温力学稳定性。厚度方向常温热导率高达41.7W/(m·K),1300℃热导率为18.9W/(m·K)。SiC_f/SiC复合材料经1200℃氧化1000h仍保持非脆性断裂特征,弯曲强度为(360±54)MPa,仅下降19%,仍保持非脆性断裂特征。反应烧结制备的SiC_f/SiC复合材料具备优异的耐高温抗氧化性能,有望满足航空发动机热端部件对SiC_f/SiC陶瓷基复合材料的应用需求。     

机身复合材料加筋板壳的稳定性及强度分析系统

随着先进复合材料在飞机主承力结构（如机身结构）中的大量应用,工程上迫切需要大型复合材料加筋板壳的快速建模打样计算、稳定性（刚度）和强度分析的理论和程序支持。基于稳定性理论,并综合复合材料任意加筋板壳有限单元和复合材料层合板壳失效理论等方面的成果,开发了一个机身复合材料加筋板壳结构的稳定性及强度分析程序(CSSAP)。该程序系统不仅可以进行复合材料（加筋）板壳的线性稳定性和强度分析,还可进行非线性稳定性和强度分析;可对较粗的网格划分,得到临界屈曲应变和后屈曲时的应力。通过一些算例与文献结果的对比,表明本程序系统能够满足工程上的精度要求。并且,通过对实际机身一个典型复合材料加筋板壳的计算,表明本程序系统也可用于飞机工程复杂结构的分析。     

飞机后缘复合材料夹层结构的稳定性计算方法

针对飞机后缘复合材料夹层结构稳定性计算没有工程方法的问题,利用飞机后缘夹层结构跨厚比大的特性,对结构适当简化,基于弹性结构的功能原理推导出一种飞机后缘复合材料夹层结构的稳定性计算方法,并通过数值算例将本文方法和有限元方法进行对比。结果表明,本文方法可行。     

《复合材料工作手册》己出版

《复合材料工作手册》是一本内容广泛而丰富的复合材料工具书,全面系统地反映了目前已广泛应用的树脂基复合材料及其在机械、建筑、汽车、造船、化工、电子、航空、航天等部门应用时有关材料、工艺、力学、强度和结构设计等问题。内容包括:复合材料基础知识、原材料、工艺与性能、刚度与强度、实验力学、结构力学、有限元分析、结构稳定性、     

飞机典型复合材料加筋壁板结构稳定性及破坏强度分析

为考察飞机典型复合材料加筋壁板结构的稳定性及破坏强度,本文将计算在轴压载荷下,复合材料加筋壁板结构的失稳载荷及破坏载荷。通过对稳定性试验、有限元计算、工程算法3种方法结果的比较,摸清复合材料加筋壁板在轴压载荷下的稳定性和极限承载能力,找出壁板失稳规律,为今后的复合材料加筋壁板稳定性计算提供理论依据。     

复合材料层板断裂韧性的实验研究

本文应用各向异性线弹性断裂力学的理论和方法对复合材料层板的断裂特性进行了实验研究。文中采用三种不同的方法,即K标定法、J积分法以及能量法测定了3240玻璃钢和碳/环氧层板两种复合材料的断裂韧性。三种方法均给出了较为满意的结果。     

纤维增强及匀质层层叠板动力分析的解析与半解析方法

本文引入复合板条振型函数系列,提出二种层叠板解法。一种纯解析法适用于各种边界条件的矩形层叠板的动力计算;另一种半解析半数值方法适用于任意形状、任意边界的层叠板动力计算,比现有数值计算方法节省大量内存与时间。文中还给出了一系列常用层叠板计算公式。     

基于PAM-CRASH的蒙皮典型结构高速冲击仿真

以典型蒙皮结构为研究对象，分别对由2024－T3铝合金和碳纤维复合材料交替层压而成的FMLs以及2024－T3铝合金蒙皮进行高速冲击有限元仿真，并进行了损伤对比。其中，铝合金层和碳纤维层均采用最大应变准则。利用碰撞模拟分析软件PAM-CRASH以及采用SPH弹体对冲击模型进行仿真，结果显示在相同冲击能量下，加了支承结构的蒙皮在损伤抗性方面有了明显提升，并在此基础上分析不同的纤维铺层角度和铺层方式对FMLs蒙皮性能的影响。     

可折叠复合材料豆荚杆的制备与验证

为研制可折叠、自动展开复合材料豆荚杆,对其设计、制备技术进行了探索,并完成了功能实验验证研究.根据豆荚杆使用条件和环境,确定了超薄复合材料结构,通过真空袋法和胶结工艺,制备了豆荚杆.采用有限元法进行了轴向压缩承载能力分析计算,验证了制件可以满足设计指标要求;完成了其在室温下的压扁、卷曲和自动恢复形状的功能实验验证;通过...     

复合材料层合回转壳瞬态温度场和热应力场分析

 本文用有限元法研究了复合材料层合回转壳瞬态温度场和热应力场。考虑了各种温度边界条件。假定各铺层是横观各向同性的,但其铺设方向可以是任意的。对8节点等参元,提出了一种新的集中热容阵,有效地提高了瞬态温度场计算精度。根据本文提供的数值结果,讨论了层合壳的热传导规律,并通过比较瞬态热应力与稳态热应力的分布和大小,阐述了瞬态效应。     

含孔复合材料层合板温度环境下的拉伸性能

根据增量形式的虚功原理和单层板理论,推导了基于温度环境下复合材料层合板的应力分析公式,结合逐渐损伤分析理论,建立了考虑温度影响的复合材料层合板的逐渐损伤强度分析方法.在此基础上,对含孔复合材料层合板在22,80,120℃下的拉伸失效过程进行预测,与80℃和120℃下的试验结果相比,预测强度值的最大误差为-2.28%.研究表明:随着温度的升高,含孔复合材料层合板的初始纤维损伤强度和破坏强度逐渐降低,而其初始基体损伤强度逐渐增大.      

复合材料三角形层板稳定性分析与实验研究

 给出了正交异性三角形简支板和固支板临界载荷的计算方法。对5种不同铺层的14块碳/环氧层板进行了稳定性实验研究。理论预测与实验结果基本一致。     

全姿态飞机捷联式系统姿态角的计算

本文讨论了飞机做全姿态角运动时捷联式系统姿态角计算中存在的几个问题:（1）为保证单值地确定飞机在空间的角位置,应恰当地规定姿态角的定义域;（2）由方向余弦矩阵元素求姿态角时要进行反三角函数运算,当反三角函数的自变量的分母或分子趋于零时会引起较大的误差,甚至导致计算机溢出,这些都应设法避免;（3）当俯仰角趋于±90°附近的小锥形区域时,三个姿态角自由度退化为两个自由度,这时姿态角的定义与计算方法应做新的改变。本文分析与解决了上述问题,给出了计算姿态角的程序框图。数学模拟的结果证明了理论分析的正确性。     

复合材料非对称正交层合薄壳固化变形研究

运用里滋法研究了复合材料正交层合薄壳固化变形。考虑几何非线性,建立了固化变形分析模型。探讨了不同铺层顺序对固化形状的影响。理论和实验结果吻合较好。基于理论模型的计算和实验均表明,薄壳不存在如同薄板那样的分岔现象。模型对薄壳的制造也具有指导意义     

基于单缝射流的二元推力矢量喷管设计及数值模拟

喷管是发动机产生推力的主要部件,其气动性能对发动机的性能具有决定性的影响。本文利用简化特征线法设计二元收敛-扩张（2DCD）推力矢量喷管模型;采用RNGk-ε湍流模型和非平衡壁面函数对单缝二次流喷射后的喷管流场进行数值模拟,分析了射流位置、主流落压比（NPR）、二次流与主流总压比（SPR）等参数对矢量喷管气动性能的影响...