基于权函数法的应力强度因子计算和断裂评估

仅利用一个参考载荷,建立一种近似公式来计算共线裂纹和中心裂纹的张开位移。通过该方法确定的裂纹面张开位移及其偏导与精确解之间吻合良好。该方法将中心裂纹的权函数计算模型简化为形状因子和裂纹面张开位移偏导之间的积分。基于权函数法,研究了带中心裂纹的旋转叶片的应力强度因子与裂纹长度、位置、转速及转动加速度之间的关系。结果发现:应力强度因子随着裂纹长度的增加和裂纹与旋转轴间距的减小而增大;转动加速度对应力强度因子的影响较小;转速的增大会使应力强度因子增大。在断裂力学理论的基础上,建立了断裂控制准则,计算表明叶片的临界转速随着裂纹长度的增加而降低。     

复合材料机身帽型长桁加筋壁板压缩屈曲及失效特性研究

大型客机机身壁板材料现已广泛采用碳纤维复合材料,研究壁板的屈曲及失效特性对提高结构设计效率具有重要的意义。采用工程分析、有限元分析和试验三种方法研究压缩载荷下复合材料机身帽型加筋壁板的屈曲载荷、失效载荷和失效模式;通过工程方法和有限元方法研究压缩载荷下壁板的屈曲形式和载荷,采用 Von Karman 法修正的柱失稳方法研究壁板在压缩载荷下的承载能力;依靠先进的机身壁板多轴载荷试验系统完成 3 m×2 m 机身壁板的压缩载荷试验、压缩充压复合载荷试验,验证并完善工程和有限元分析方法。结果表明：屈曲分析时需要对工程分析和有限元方法进行修正,失效分析时采用修正的柱失稳方法的分析结果比试验结果略保守。     

声激励下无限大薄板中弯曲波的声辐射

利用结构声强技术,分析了声激励下无限大薄板结构中弯曲波的结构声强与辐射声强,并将利用声辐射法得到的平板结构传声损失与传统方法的计算结果进行了比较,讨论了输入功率与结构声功率、辐射声功率三者之间的关系。     

飞机着陆过程虚拟技术研究

以某支柱式起落架飞机为原型,在MSC．ADAMS／Aircraft平台上,建立了起落架及全机的虚拟样机模型,并对模型进行了落震仿真分析、全机着陆仿真分析,全机着陆仿真分析结果与落震仿真分析结果有着较好的一致性,为在ADAMS软件基础上更深入的进行飞机着陆过程虚拟技术研究奠定了基础。     

声强技术在飞机舱壁结构隔声测量中的应用

声强技术具有能够快速准确地测量结构隔声性能、识别结构透声路径等优点。应用声强技术及混响室、半消声室等实验设施。开展了飞机壁板结构的隔声测量。一方面通过对平板结构的隔声测量提出了混响室一半消声室隔声测量的声强法。并利用这种方法进行了飞机壁板的隔声测量：另一方面在隔声试验窗上及机身声学试验平台上,针对飞机壁板结构利用声强技术开展了识别透声路径的研究。结果表明。利用混响室一半消声室隔声测量的声强法能够方便快捷地进行飞机壁板结构的隔声测量。评价结构的隔声性能：利用声强技术还可以进行壁板结构的透声路径识别。为进一步进行壁板声学处理及舱内降噪技术的研究奠定某础。     

基于石墨的宽温度区间快时变热载荷模拟方法

针对高超声速飞机结构试验中大范围快速升/降温加载难题,提出了一种基于石墨的宽温度区间快时变热载荷模拟方法。首先,形成了一种基于平板式石墨加热元件的超高温环境设计流程,提出了考虑加热环境的加热元件厚度设计与强度校核方法;其次,针对快时变热载荷模拟需求,提出了基于加热元件与试验件解耦的快速升温方法,分析了封闭环境中强迫对流换热降温效率;最后,基于前述方法研制了大范围快时变热载荷模拟试验系统,并针对炭气凝胶试验件开展了超高温快速升/降温试验验证。研究表明,试验件表面温度响应与设计要求基本一致,无明显的温度变化滞后与变化缓慢现象。针对碳基材料平板试验件,试验系统可实现500～1 800℃范围内的可控多次快速升温与快速降温,升/降温速率可达到10℃/s,为高超声速飞机结构热试验提供了技术条件。     

力值计量自动化的技术改造

二级标准测力机的技术改造，不仅实现了力学计量的自动化，大大降低了力学计量操作人员的劳动强度，提高了力值量传的准确性和可靠性，而且为科研生产和型号试验提供了可靠的计量保障。