轴压加筋壁板承载能力计算方法探讨

目前飞机设计中主要采用工程方法计算加筋壁板的承载能力。本文介绍并评述了分段处理法、John-son法和极限载荷法三种常用的工程方法,为了探讨哪种方法能更加满足工程需要,采用这三种方法对某型飞机中央翼加筋壁板及其试验件分别进行计算,表明其中极限载荷法的计算结果偏于安全,与试验结果吻合较好,并采用此法确定了中央翼加筋壁板的承载能力。最后采用极限载荷法进一步计算该型飞机机身11种构型加筋壁板轴压试验件,破坏载荷计算值与试验结果相当吻合,从而证实了极限载荷法是一种计算轴压加筋壁板承载能力更准确、实用的工程方法。     

双星计划太阳电池壳降低磁场干扰的改进措施

文章通过试验和计算阐明“探测一号”卫星的周期性磁场干扰信号是来源于太阳电池壳,由于壳内表面的电流布线所致。通过对太阳电池壳背面电流走线方式进行改进,使改进后的“探测二号”卫星太阳电池壳的周期性变化磁场干扰有了很大程度的改善,达到了技术指标要求,保证了卫星飞行任务的圆满完成。     

复合材料加筋壁板压缩稳定性工程算法验证研究

复合材料加筋壁板的主要失效模式是丧失稳定性,为确保其结构安全同时有效降低结构重量,有必要 对其稳定性校核时的边界条件和蒙皮受载边宽度选取进行系统的研究。通过对两种边界条件、三种蒙皮受载 边宽度选取进行研究,提出考虑长桁影响的蒙皮受载边宽度选取方法,进行加筋壁板稳定性计算,将计算结果 与试验结果进行验证。结果表明:边界条件选取四边简支,蒙皮受载边宽度选取考虑长桁影响的工程稳定性计 算方法准确度最高,计算结果与试验结果最小偏差0.29%,最大偏差7.16%,且全部低于试验值;该方法用于 结构强度稳定性校核是安全可靠的。     

典型飞机壁板结构的抗屈曲优化设计与试验验证

加筋壁板是飞机机身和机翼中常见的典型承力结构,其在轴压和机身弯矩载荷作用下极易发生屈曲失效,严重制约飞行器安全性能与服役周期。飞机结构静强度校核时多采用经验公式进行工程计算,其中加筋壁板结构承载能力的工程计算与机身框结构端部支持系数的选取密切相关。现有飞机型号研制中端部支持系数的选取通常较为保守,结构安全裕度大、质量冗余,阻碍了飞行器轻量化水平的进一步提升。为此,首先基于欧拉长柱失稳理论,建立了基于切缝法的典型飞机壁板结构端部支持系数仿真计算模型;同时深入分析了端部支持系数与加筋壁板结构和支撑框段的耦合作用关系;进一步地,分析了框、长桁等结构特征参数对端部支持系数的影响规律,并分别开展了框、长桁-蒙皮以及框-长桁-蒙皮协同优化的飞机壁板结构抗屈曲设计;最后,基于增材制造缩比样件和轴压屈曲试验,验证了典型壁板结构抗屈曲优化设计方法的有效性。所建立的仿真分析模型和优化设计方法实现了飞机壁板结构抗屈曲性能的有效提升,对进一步提升飞机性能指标具有重要意义。     

铆接加筋壁板结构高精度动力学建模方法研究

铆接加筋壁板结构是一种在飞行器结构中广泛应用的典型轴压承力结构形式,它具有成本低、工艺性好和承载效率高等特点。随着飞行器结构设计从传统的静态设计转变为静-动态耦合设计,建立准确高效的铆接加筋壁板结构的动力学预示模型具有重要意义。目前,此类结构的建模误差主要来源于薄壁梁结构中的倒圆角区域建模以及薄板与薄壁梁结构之间的铆接建模。本文首先针对薄壁梁结构,采用刚度和质量等效原理,建立计算精度和效率兼顾的薄壁梁结构等效动力学建模方法,并采用仿真算例验证建模方法的准确性。其次,通过对比研究建立最优的适用于铆接加筋壁板结构动力学建模的铆接等效建模方法。最后,结合提出的薄壁梁动力学建模方法和铆接等效动力学建模方法,形成高精度的铆接加筋壁板结构动力学建模方法,采用实验研究,验证了本文提出的铆接加筋壁板结构动力学建模方法的正确性和有效性。     

高超声速风洞子母弹大迎角抛壳投放试验

在高超声速风洞中开展了投放模型试验，对在高超声速（Ma=5)及母弹处于大迎角（25°)状态下，子母弹壳片抛射过程的分离特性进行了研究，观察到了壳片从母弹的分离过程，对处于母弹迎风面壳片和处于母弹背风面壳片的运动轨迹，以及x向、y向位移和总位移随时间的变化规律进行了分析和对比。研究发现，迎风面和背风面壳片运动轨迹截然不同，但壳片的运动轨迹发展根据其运动特点均可分为2个阶段。迎风面和背风面壳片x方向的位移运动均可明显地分为位移缓慢变化和位移迅速增大2个阶段，而y向位移均无明显的阶段变化，但迎风面壳片y向运动速度总体上大于背风面壳片。迎风面和背风面壳片的总位移曲线也可明显地分为总位移较缓慢变化（总速度较为恒定)和迅速变化2个阶段。     

耦合进排气壳的增压器涡轮流动干扰及激振力弱化研究

为探究船用增压器涡轮在耦合进排气壳条件下的流动特性,采用SST湍流模型和FFT方法对某增压器轴流涡轮与进排气壳耦合的流场进行非定常数值模拟,重点分析排气壳非对称流场对涡轮动叶片压力的干扰特性和扰动来源,在此基础上提出基于导叶非对称布局的激振力弱化改型方案并进行了验证。结果表明：进气壳影响静叶前缘静压沿周向的分布,排气壳流场导致的非对称背压会给动叶表面造成低频的压力波动,约为3.6%的转子通过频率,在尾缘吸力面处该低频波动幅值大于动静叶排干涉导致的高频波动幅值;排气壳内部复杂的分离流动和涡系结构是产生上述流动干扰的主要原因。4种非对称布局方案都能在几乎不影响涡轮性能的前提下分散并弱化高频波动幅值;其中Case2尾缘高频幅值减小了98.6%,低频幅值减小了52.6%,而且涡轮效率还有略微提高,为最优布局。