基于参数化组件描述的复合材料桨叶结构设计

针对目前直升机复合材料桨叶结构设计效率低的问题,提出了一种基于参数化组件描述的复合材料桨叶结构设计方法.该方法以旋翼菜叶理论外形数据模型为基本依据,根据对各桨叶组件构造形式的归纳,完成了桨叶蒙皮铺层、前缘配重、大粱、肋以及后缘条等主要组件的参数化描述,从而能够对菜叶整体结构进行方便快捷的定义;结合桨叶理论外形和各组件的定义数据,通过算法自动荻取所分析截面的信息,并生成相应截面的剖面图.实例验证表明,提出的方法能够完成桨叶的结构设计,提高桨叶设计分析的效率.     

无人机实时飞行仿真平台设计

介绍了一种面向无人机实时飞行仿真平台的设计与实现.硬件平台采用嵌入式计算机系统.利用μC/OS-Ⅱ实时核开发基于DOS的实时多任务应用程序.文中就系统结构、飞机模型、仿真算法、实时多任务应用程序编写进行了详细的论述.该系统已成功应用在某型无人机仿真中.     

碳纤维复合材料高质量制孔工艺

制孔质量是导致碳纤维复合材料产品报废的重要因素.本文从机械加工的角度,论述了碳纤维复材产品制孔工艺过程中的主要缺陷及其形成机理.为解决这些缺陷,根据其形成机理,设计了相关对比工艺试验.在试验验证的基础上,提出了碳纤维复合材料高质量制孔的工艺参数.     

截面形式对复合材料杆件固化变形的影响

热固性复合材料构件应用广泛,但其在加热固化成型过程中易产生变形。通过优化铺层设计,可以减小碳纤维增强环氧树脂细长杆件固化过程的变形,但是忽略了截面形式对固化变形的影响程度。本文提出在复合材料大长径比构件设计时应采用有限元分析(Finite element analysis, FEA)方法进行热变形分析,充分考虑截面对称性对产品固化变形的影响,有效降低该类产品固化过程中的变形。     

进气道AIP面测压装置加装方案研究

针对进气道/发动机相容性试飞中AIP上测量装置加装而引起过渡段变形问题,建立了过渡段径向形状变化评价指标并应用于工程计算,对比分析了过渡段上开孔、加装静压座、总压测量耙加装对过渡段径向尺寸的影响。结果表明:过渡段AIP面上加装测压装置使得过渡段径向尺寸偏离设计值及标准圆;焊接静压座会使过渡段径向尺寸发生较为明显变形,而铆接静压座则影响相对较小;总压测量耙采用两端约束的方案不会对过渡段径向尺寸造成较为严重的影响,但会有效地抑制测量耙的振动幅值。该结果已经应用于工程中,优化了测压装置加装方案。     

三维四向编织复合材料疲劳性能分析

建立基于八边形纤维束截面假设的三维四向编织复合材料单胞模型。基于单向复合材料疲劳剩余刚度和剩余强度模型,结合组分材料的疲劳失效判据和性能突降方法,建立了三维四向编织复合材料疲劳寿命预测模型。利用ABAQUS有限元软件UMAT开发了疲劳寿命预测与渐进损伤分析程序,研究了三维四向编织复合材料在不同应力水平下的损伤扩展过程和疲劳寿命。研究表明,疲劳损伤是从纤维束之间的接触面的单元开始发生损伤破坏,然后向纤维束表面以及纤维束内部开始扩散,并且损伤扩展速率随着应力水平的提高而加快。本文研究为预测三维四向编织复合材料的疲劳寿命提供了一种途径。     

基于MSC/PATRAN的飞机结构强度静力试验数据实时跟踪与处理系统开发

 在Windows环境下,以MSC/PATRAN为平台,利用平台提供的二次开发语言PCL(Patran Command Language),并结合C++语言,通过客户化、增设特定的命令和窗体等技术开发了飞机结构强度静力试验数据实时跟踪与处理系统TestDTAS（Test Data Tracking, Analyzing and Processing System）。在结构试验进行中,TestDTAS可以实时地监测结构试验件中应力和位移的变化情况,并与理论分析结果进行对比,而在试验结束后,TestDTAS可以进行试验数据回放和分析,从而将试验与理论分析有机的结合在一起,对结构静力试验和结构设计有很高的实用价值。     

复合材料抗冲击性能和结构压缩设计许用值

 从复合材料结构压缩设计许用值的概念和复合材料的冲击后压缩强度性能出发,讨论按NASA标准得到的CAI值与它们的关系,指出传统的CAI值不能充分反映复合材料体系的抗冲击性能,且与结构压缩设计许用值无任何联系。在对复合材料结构完整性要求和作者的试验研究,和对国外文献总结的基础上,提出复合材料抗冲击性能应包括损伤阻抗和损伤容限两方面。大量的试验数据证实复合材料层压板抗冲击性能存在拐点现象,在对拐点附近复合材料层压板的破坏机理研究基础上,建议用拐点附近的性能建立复合材料层压板抗冲击性能的评定体系,即可以用表面层在冲击下保持其完整性的最大能力(最大接触力)来表征复合材料体系的损伤阻抗(韧性);用出现拐点后基本不变的压缩强度(破坏应变)门槛值来表征复合材料体系的损伤容限。     

航空用国产碳纤维/双马树脂复合材料湿热特性

针对1种航空用国产T700级碳纤维和4种双马树脂（QY9611、5429、QY9512、QY8911-4）,采用3种湿热条件（100℃水煮、70℃水浸、70℃/85%相对湿度）对其复合材料单向层板进行湿热处理,通过研究吸湿量、扩散系数、显微结构、化学成分、耐热温度及力学性能,分析了复合材料的湿热特性。结果表明,4种复合材料在3种湿热条件下的吸湿行为均符合Fick第二扩散定律,100℃水煮时平衡吸湿量和扩散系数最大,70℃/85%相对湿度时两者最小。4种复合材料吸湿速度有明显区别,这与其原材料形式和成型工艺不同有关。湿热处理未导致复合材料内部产生损伤和化学变化,主要引起增塑效应,导致玻璃化转变温度降低。复合材料的90°拉伸性能测试结果表明,高温和吸湿耦合作用下复合材料力学性能衰减更为明显,破坏模式由基体开裂转变为界面脱黏和开裂。      

基于勒让德正交多项式法的反射/透射特性研究

为研究薄层材料力学性能的声学检测方法,基于勒让德正交多项式法,利用液/固边界条件与波动控制方程,构建线性无关方程组并求解了界面处的反射/透射系数。分析截止项阶数对求解结果的影响,寻找不同频厚积下截止项阶数的临界值,并根据该临界值求解反射/透射系数的角度谱与频谱,与传递矩阵法进行了比较,以此验证了该理论模型的准确性。超声波斜入射薄层材料板并形成Lamb波,其达到稳态时的频散特性与反射特性存在内在联系,根据Snell定律并运用勒让德正交多项式法求解频率-相速度-反射系数三维曲面,与Disperse得到的频散曲线仿真结果进行比较,证明该理论模型对反射系数的求解结果符合Lamb波频散特性。通过采集无试样时的参考信号,降低了声波传播过程中衰减对实验结果的影响。搭建了反射与透射实验系统,对不同入射角度下反射与透射系数的频谱进行了测量并与相应的理论结果进行了对比,验证了该理论所得结果的准确性。实现了声反射/透射系数的非勘根求解,为薄层材料力学性能的无损检测提供了理论基础与实验指导。