泡沫夹芯面板非穿透损伤挖补维修有限元分析

建立了SR20飞机含非穿透损伤复合材料泡沫夹芯结构壁板挖补维修的三维有限元模型。分析了有限元模型的收敛性,给出了合理的网格划分密度。对单向拉伸和双拉伸载荷下含非穿透损伤泡沫夹芯结构进行了应力分析,给出了完好结构和维修后结构面板各材料主方向应力分布。基于最大应力准则给出了完好结构和维修后结构的单向拉伸强度和双向拉伸强度。分析结果表明,维修后的结构在单向拉伸状态下,初始损伤为面内剪切失效,应力极值点位于母板上临近维修铺层边界处与x方向结构对称轴约成30°的位置;双向拉伸状态下,初始损伤为纤维拉伸断裂,应力极值点位于母板上维修铺层边界处与x方向结构对称轴约成45°的位置。在理想修复状态下,单向拉伸时的强度恢复系数为85.8%,双向拉伸时强度恢复系数为96.7%。维修区域材料不连续,导致应力集中,使结构维修后强度下降。维修后强度随表面贴补铺层数增加而降低,原因为贴补铺层增大了局部刚度,使维修区域应力水平升高。     

C919前机身在中航工业洪都下线

5月15日,由中航工业洪都研制的C919大型客机前机身大部段在江西南昌下线。在前机身大部段的研制过程中,洪都突破了第三代铝锂合金先进材料应用及制造、大尺寸飞机蒙皮数控铣切和镜像铣切制造等一系列关键技术,培养了一支高水平的工艺制造团队,为C919的后续攻关打下了基础。     

电-热耦合对航空复合材料拉伸及疲劳性能的影响

为研究碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)层合板的导电性能和电-热耦合效应及其对拉伸和疲劳性能的影响,主要针对2种不同铺层的试件(单向层合板(UD)[0]8和准各向异性层合板(QI)[45/90/-45/0]s)进行导电及电-热耦合实验和通电状态下的拉伸及疲劳实验。在电-热耦合实验中分别对试件通以1~8A的直流电和交流电,测量其温度场的分布及最高温度,以确定温度对电阻的影响。依据实验现象建立了简化后的电-热耦合分析模型,并与实验结果进行对比,发现两者吻合很好。简化后的电-热耦合模型能够很好地预测试件在达到稳态平衡时的最高温度值。在通电情况下对不同初始状态时的QI试件进行拉伸和疲劳实验,通过实验发现,在疲劳加载过程中无论是通以直流电、交流电或者是改变电流强度和电流频率,对试件的疲劳寿命影响不大,没有发现明显差异,但在实验过程中试件表面的温度会随着电流强度的增加而升高。同时,在监测试件沿着纤维方向的电阻变化时发现,在一定的疲劳载荷下,随着循环次数的增加,试件的电阻会不断增加,这表明试件内部出现了损伤,累积后直至试件断裂。依据实验现象分别建立了电阻模型-1和电阻模型-2,分析计算后发现模型-1能够较好地模拟试件变形的线性阶段(εxx≤0.4%),而模型-2能较好地模拟非线性阶段直至试件断裂(εxx0.4%)。     

直升机机身气动外形的低阻优化设计

直升机机身阻力是飞行阻力的主要来源之一,通过对机身外形的优化设计,能够实现直升机的高效低阻飞行.首先,把机身划分为头部、中段和尾梁三段,对其外形轮廓线进行CST参数化表示;其次,采用拉丁超立方法选取试验设计样本点,计算各样本点的阻力系数,构造Kriging代理模型,估计模型预测的精度;最后,选用序列二次规划算法对其进行优化,并对优化后的机身模型进行了风洞试验.通过计算分析可知:所建立的Kriing代理模型能够精确预测阻力系数值,优化后得到了机身的设计参数;机身阻力系数减小了15.3％,理论值与试验值吻合良好.     

先进复合材料薄壁加筋板轴压屈曲特性及后屈曲承载性能

对国产先进复合材料薄壁加筋板结构进行了轴向压缩试验.通过监测典型位置的应变和离面位移,研究了该型加筋板的轴压屈曲及后屈曲性能.应用工程算法对试验件的蒙皮初始屈曲载荷和屈曲模态进行了预测,试验结果表明,该型加筋板的轴压屈曲形式依次是筋条间蒙皮的初始屈曲、部分蒙皮的二次屈曲以及4根筋条的柱屈曲;蒙皮发生屈曲后,蒙皮承担的部分载荷转移至筋条,使筋条成为主要承力部分,当筋条发生断裂后,试验件迅速整体破坏;其破坏载荷平均值为482.67 kN,屈曲载荷的平均值为204 kN,前者为后者的2.37倍,说明该型结构具有很大的后屈曲承载空间.     

大型飞机壁板组件先进装配技术

随着技术引进与柔性工艺装备的研发,壁板组件装配已经初步应用自动钻铆系统.但是制造企业仍然采用传统的刚性工装工艺流程设计和单独的自动钻铆工艺设计,并没有研发、设计面向自动钻铆机的柔性工装,从而未能充分利用自动钻铆系统.针对壁板组件装配现状,采用预装配与全自动钻铆机相结合的工艺流程方案,基于PDM的一体化工艺设计方案,实现三维MBD技术的工艺设计集成管理.开展了壁板组件装配先进自动钻铆技术及钻铆过程的应用研究,初步研究了自动钻铆机与柔性工装集成并铆接装配壁板组件技术,并阐述了壁板组件快速装配过程中仿真技术的应用,为大型飞机壁板组件快速精确装配提供参考.     

复合材料加筋壁板的后屈曲逐步损伤及承载能力研究

通过对复合材料加筋壁板的后屈曲有限元分析和试验,给出了复合材料加筋壁板的临界载荷、损伤演化和后屈曲承载能力。理论预测与试验结果符合情况良好。     

CAD/CAE在飞机改型设计中的应用

结合某试验机承力密封框结构件的研制 ,开展先进CAD/CAE系统在飞机改型设计中的应用研究 ,其中包括 :简要介绍应用先进的CAD/CAE系统 ,进行承力密封框的三维数字化建模 ,包括建立三维结构模型和有限元分析模型 ;根据承力密封框的使用环境和设计要求 ,确定对其进行刚度和强度分析时所需的各种主要参数 ;应用CAE系统计算承力密封框的刚度和强度 ,分析计算结果。最后 ,总结了先进CAD/CAE系统在飞机改型设计中的应用效果     

结构热试验中的加载技术

结构热试验是为了解决飞行器在高速飞行时出现的“热障”问题而发展起来的地面模拟试验技术，通过模拟飞行器在飞行中的热环境和气动载荷来检验其对飞行器结构的影响。针对结构热试验中的几种加载方式进行了探讨，并在头锥热载联合试验及仪器舱热在联合试验中进行应用。     

声发射在整体壁板疲劳试验中的应用

进行了飞机结构整体壁板疲劳试验的声发射监控研究。整体壁板试验件选用航空上常用的铝合金材料。试验采用常幅载荷谱,用声发射技术监测疲劳裂纹的萌生。通过对采集的计数、能量、事件以及幅值等声发射信号进行参数分析,预报了疲劳裂纹萌生的时间。结果表明,材料裂纹萌生和扩展时有很明显的声发射现象,声发射技术能够准确预报金属飞机结构疲劳裂纹的萌生和扩展,从而为飞机结构的疲劳和损伤容限设计提供参考。