民用飞机翼身对接斜撑板结构分析

斜撑板结构可以充分发挥分散载荷和降低区域应力水平的作用。对不同机型的斜撑板结构的传力特性进行分析,总结斜撑板结构的设计要点。并以某机型选用斜撑板结构的设计为例,提出一种斜撑板结构的改进方案(斜撑板侧边和后梁框刚性连接、下边和对接带板充分连接),并与其他两种设计方案进行对比分析。结果表明:改进方案的斜撑板结构翼上区和舱上区的剪应力分别降低了19%和23%,后梁框的集中载荷降低了67%,结构效率更高、稳定性更好。     

卫星用蜂窝板常温胶接工艺

对J-133常温胶接蜂窝板的工艺特性进行对比分析,优选出合适的工艺方法,通过正交试验研究刷胶量、均压板厚度、打压压力对胶接质量的影响,优选出最佳的工艺参数,成功制备验证件。研究表明:最佳涂胶方式为“在面板胶接面依次涂胶,垫一层30g/m²碳毡,再刷上剩余胶液”;热压罐打压方式优于真空袋加压;在一定范围内的均压板厚度对蜂窝板的90°剥离强度影响最大,刷胶量的影响次之,打压压力影响最小;最优的工艺参数组合为:刷胶量350g/m²,均压板厚度为1.5mm,打压压力0.15MPa。根据最佳工艺参数制备出的J-133常温胶接蜂窝板,其胶接质量和力学性能与J78B胶膜中温固化的蜂窝板相近,满足航天设计要求。     

凹腔支板火焰稳定器自燃点火性能初步试验

以凹腔支板火焰稳定器为研究对象,在进口温度为750~900℃、马赫数为0.20~0.28、氧气体积分数为13.4%~15.8%、喷嘴距支板前缘5~50mm及常压的条件下,开展自燃点火性能的试验研究。试验表明:凹腔支板火焰稳定器在进口温度为850℃以上可成功实现自燃点火。自燃点火性能随进口温度的升高而提高;随着进口马赫数的提高,火焰稳定器自燃点火成功的温度范围越窄;随着燃油喷射距离的增大,稳定器自燃点火性能有所提高。稳定器的凹腔结构能够稳定火焰。      

薄板结构畸变模型的动力学相似设计及几何区间确定

针对单层弹性薄板、层合板、涂层板及夹层板等常用板类结构的动力学相似试验模型设计,在归纳总结其基本假设及平衡方程的基础上,利用方程分析法,结合结构敏感性分析建立了4种结构悬臂板的畸变动力学相似关系,并进行对比分析;提出1种畸变模型的区间确定方法,基于模型与原型在第1阶固有相似(即固有频率成比例映射关系、且振型保持一致)时畸变模型的尺寸适用区间的确定方法,利用多项式拟合方法,得到单层弹性薄板模型和原型在不同阶次下的相似畸变模型几何结构适用区间的边界值方程。为薄板类结构试验模型的动力学相似设计提供了理论依据。     

金属次加筋结构的单轴压载稳定性优化

针对在新型制造技术背景下的航空轻量化结构发展,提出了次级加筋结构3种可能的形式,并对金属次加筋结构的稳定性问题进行了数值计算与优化研究。基于多学科优化软件ModelCenter与有限元(FEM)软件ABAQUS建立了金属次加筋结构优化设计的软件框架,利用粒子群优化(PSO)算法对各形式下次加筋结构的参数配置进行优化。分析了各形式的优化结构在单轴压载作用下,次加筋板对传统加筋板临界屈曲载荷以及极限承载能力的增益效果。结果表明,引入次加筋结构使传统加筋板的稳定性能与极限承载能力提升明显,对于适应新制造技术的航空轻量化结构设计有一定参考价值。     

新型纤维金属混合层板结构的疲劳裂纹扩展与分层行为

为了研究一种新型混合层板的损伤容限性能,针对两种铺层混合层板结构进行了应力比R=0.1,-1下两种锯切缺口尺寸试样的疲劳裂纹扩展试验,对比分析了获得的裂纹扩展a-N曲线数据,并通过对试样进行腐蚀去层,研究了层板的各层分层形态。结果表明,在应力比R=0.1时该新型混合层板疲劳裂纹扩展性能明显优于铝合金板;预浸料两侧添加胶膜比不添加胶膜会导致较好的疲劳裂纹扩展性能;由于裂纹桥接机制作用,锯切缺口尺寸较短层板试样比较长层板试样有较好的裂纹扩展性能;层板中心层铝板较其它层铝板裂纹扩展明显滞后;内层铝板与预浸料间沿裂纹方向呈近似三角形分层。     

航空发动机支板热滑油防冰性能试验

在冰风洞内开展了结冰条件下涡轴发动机进气支板的热滑油防冰系统的防冰性能试验研究。试验设计加工了滑油电加热系统,采用可编程逻辑控制器（PLC）监控滑油的温度和流量。在冰风洞中采用全尺寸模型开展滑油防冰性能试验,所开展的涡轴发动机支板热滑油防冰试验参数包括：来流温度为-10,-5℃,来流速度为40 m/s,液态水含量为0.5,1.0 g/m³,过冷水滴平均体积直径为20 μm。试验开展了不同结冰气候条件下、不同滑油通道位置滑油防冰进气支板防冰效果的研究,记录了支板表面温度的变化和结冰情况。试验同时得到了支板防冰能力不足时支板表面的结冰冰型和结冰环境下发动机支板热滑油防冰的特点。     

结构因素对离心通风器性能影响的数值研究

在高转速下,航空发动机离心通风器内腔存在强烈的湍流流动,而稳定工作后通风器内腔中漩涡呈周期性产生和淹灭。小尺寸颗粒受流体微团湍流随机脉动的影响,产生相对于平均流的随机脉动运动。为了研究通风孔偏心距和辐板顶圆半径对通风器性能的影响,采用离散相模型(DPM)模拟通风器内颗粒的运动轨迹。并应用随机游走(DRW)模型模拟连续相湍流瞬时速度脉动对颗粒轨迹的影响,采用随机涡寿命模型确定随机追踪模型的积分时间。结果表明:辐板顶圆半径的增大有助于提高通风器的分离效率,同时也增大了腔内流通阻力;通风孔偏心距对减小通风阻力的作用明显,但降低了离心通风器的分离效率。     

冰粒超高速撞击蜂窝板的数值模拟研究

随着人类航天活动日益增多,空间碎片环境逐渐恶化,对航天器在轨安全运行造成严重威胁,各国学者开展了空间碎片超高速撞击数值模拟研究。目前的研究中一般采用铝弹丸代替空间碎片,但是还有部分空间碎片的密度接近冰的密度,对于冰粒的超高速撞击研究还很少且不透彻。蜂窝板是构成航天器舱壁的主要结构,对航天器内部设备起到保护作用,有必要开展冰粒超高速撞击时对蜂窝板损伤情况的相关研究工作。本文对冰粒超高速撞击蜂窝板开展数值模拟研究,研究冰粒对蜂窝板的损伤情况。研究结果表明,冰粒在一定条件下能够击穿蜂窝板,大量冰粒碎片和蜂窝板碎片将从蜂窝板背面的孔洞中高速冲出,势必对航天器内部设备造成毁伤;在冰粒动能相差不大的情况下,冰粒尺寸和蜂窝板结构将成为影响冰粒撞击效果的主要因素,直径较大的冰粒对蜂窝板的损伤程度较严重。     

基于结构和数据特征的V2500扇形板烧穿孔识别法

通过对V2500燃烧室扇形板结构以及烧伤、烧穿孔等损伤形式的分析,提出扇形板烧穿孔的结构特征识别途径和数据特征识别途径。利用该识别途径的排他性,提出基于结构和数据特征的V2500扇形板烧穿孔识别的评价方法,给出判断逻辑。