复合材料梁腹板开孔补强设计及有限元稳定性分析

复合材料梁结构由于工艺性、维护性等要求,结构梁腹板中出现开孔不可避免,不同形式的开孔有着不同承载能力。通过对梁腹板结构不同形式的开孔在剪切载荷下屈曲分析研究,得到屈曲载荷,分析不同开孔补强形式对结构承载的影响,以期为梁、肋等结构开孔补强设计提供补强形式选择和参考。     

复合材料梁腹板不同开孔形式稳定性研究

由于工艺性、维护性等要求,复合材料结构梁腹板中不可避免需开孔,不同形式的开孔有着不同承载能力。通过对梁腹板结构不同形式的开孔进行剪切载荷下屈曲试验研究,得到屈曲载荷和破坏载荷,对比不同开孔对结构承载的影响,并通过有限元进行数值模拟分析,屈曲载荷和试验基本吻合。同时试验得到复合材料结构有较强的后屈曲承载能力。     

复合材料墙腹板开孔补强稳定性分析

运用大型有限元软件MSC.Patran/Nastran,分析了剪切载荷作用下的复合材料墙腹板在无孔、开孔及开孔补强后的稳定性问题,讨论了开孔孔径和开孔位置对复合材料墙腹板稳定性的影响,并选取不同的开孔孔径研究补强参数对复合材料墙腹板稳定性的影响。研究结果表明,开孔降低了复合材料墙腹板的稳定性,通过补强可提高其稳定性;开孔孔径对复合材料墙腹板稳定性的影响较大,但开孔位置对复合材料墙腹板的稳定性影响较小,补强参数对复合材料墙腹板稳定性的影响随着开孔孔径的增大而增大。     

不同孔径金属腹板稳定性及补强措施分析北大核心CSCD

针对金属腹板在不同开孔直径下的剪切稳定性,采用有限元弹性屈曲分析方法进行研究。并为补偿开孔后稳定性的损失,探讨了常用的加强环、法兰的加强方式在不同开孔尺寸下的加强效果。结果表明:金属腹板的稳定性随开孔直径的增加呈下降趋势,增加法兰翻边高度和厚度提高腹板稳定性的效果明显,当翻边高16 mm,法兰厚度1.5 mm时补强效果最好。这是由于增加法兰翻边高度和厚度相当于提高了开孔周边的刚度,而刚度对腹板稳定性有显著的影响。     

飞机地板梁腹板损伤切割补强修理研究

针对飞机地板梁腹板结构损伤．在切割补强处理时存在切除面积和应力集中的问题．对不同形状的切口进行强度特性分析,以确定切割补强修理时最佳切口的形状：在补强过程中,为了改善腹板传递剪力的路径,避免产生附加偏心弯曲应力和弯曲变形．将原补强修理中贴补加强板一分为二．分别铆接在梁腹板的两侧。利用有限元软件Abaqus进行建模,分析和研究梁腹板强度特性,所得结论表明椭圆形切口及两面补贴加强板的维修效果显著．为制定飞机地板梁腹板损伤的维修方案提供了参考和借鉴。     

复合材料开孔薄壁加筋板剪切屈曲及后屈曲研究

薄壁加筋结构是飞机尤其是直升机结构的典型构型,随着复合材料在直升机上的大量使用,研究复合材料加筋薄壁结构在开孔后的剪切屈曲和后屈曲问题的分析方法,提高分析进度,是直升机结构强度设计的技术关键。以复合材料开孔薄壁加筋板试验为基础,测试了加筋板剪切屈曲和后屈曲应变及载荷历程,仿真分析了试验结果,建立了一种以risk算法、Hashin失效准则的有限元分析模型,提供了一种复合材料开孔薄壁加筋板剪切屈曲和后屈曲分析的设计方法。     

梁腹板偏心孔强度校核方法研究

主要对梁腹板偏心孔的强度校核方法进行了详细分析,并进一步探讨了按开孔上、下部位剩余腹板高度的比值来分配腹板剪力的理论基础,同时,还对梁腹板偏心孔的强度校核方法提出了改进意见。     

2D-C/SiC槽型梁承载性能试验研究

陶瓷基复合材料典型结构件的承载性能研究不足。针对2D–C/SiC槽型梁开展弯扭组合加载下的损伤–破坏特性试验研究,通过变形监测和裂纹观测,分析了槽型梁试件的承载性能、损伤过程及其失效机理。结果表明,复杂加载下,分层和屈曲是2D–C/SiC槽型梁的主要损伤形式,其破坏过程非常复杂,应变响应通常发生波动和突变,力学性能严重劣化,极限承载能力较低。与完好试件相比,翼缘开孔试件的损伤–断裂机理发生改变,分层起始载荷与局部屈曲载荷明显降低。     

复合材料机身框轴向压缩屈曲分析与研究

通过试验研究了复合材料机身框承受轴向压缩载荷下的失效模式,并与工程理论计算、有限元分析进行对比。试验研究的框构型包含"C"型框和"Z"型框,试验结果显示,复合材料机身框与蒙皮结构在承受沿框方向的轴向压缩载荷时,首先蒙皮发生局部屈曲;随着载荷的增大,框腹板和内缘也发生局部屈曲,最终导致整个框截面的破坏。对蒙皮局部屈曲采用两加载边简支、两侧边固支的层压平板屈曲工程分析方法,分析结果表明,工程理论计算与试验数据吻合良好,并且理论值具有保守性。对于框腹板及框内缘这类薄壁结构,其边界支持作用弱于简支,导致工程理论计算结果不保守。为了获得框腹板与框内缘更准确的局部屈曲结果,必须采用几何非线性有限元建模分析。     

舰载机机身加筋壁板屈曲疲劳试验

舰载机弹射起飞和拦阻着舰的张力场屈曲波在机身壁板上产生附加的拉伸或弯曲应力,从而显著降低结构疲劳强度、改变疲劳破坏部位。以张力场梁形式的三点弯曲试验开展了反复屈曲下的疲劳特性研究。通过疲劳试验测得的临界屈曲载荷与按工程张力场理论得到的临界屈曲载荷对比,吻合较好。根据3级不同载荷水平下的疲劳试验结果,给出了张力场梁屈曲疲劳试件的无量纲载荷比-寿命曲线及载荷比-张力场系数曲线。根据张力场系数与载荷关系、载荷寿命曲线及飞机寿命指标可控制张力场的严酷程度来开展机身壁板轻量化设计。本项工作为舰载机机身壁板在弹射起飞和拦阻着舰过程中的反复屈曲疲劳问题评定积累了数据。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。