论飞机强度规范的发展

简要叙述了美国军用飞机强度规范的历史演变;美国空军ＭＩＬＡ－８７２２１飞机结构通用规范的专业性质及ＭＩＬ－Ａ－８７２２１与ＭＩＬ－Ａ－００８８６０飞机强度和刚度规范的关系。通过对美国规范的理解和我国飞机研制及强度规范现状的分析,论证了我国新规范应是ＧＪＢ６７．１～１３－８５军用飞机强度和刚度规范的进一步发展,新规范发布实施后,ＧＪＢ６７．１～１３－８５将被取代。还叙述了我国新规范的适用范围和编制的技术途径。     

原子氧环境对聚合物及其复合材料性能的影响

在选择卫星结构材料时,必须要对所选材料在宇宙空间环境中的可靠性进行评定,重要的是了解空间环境对材料性能的影响。文章阐述了空间低地球轨道环境中原子氧对聚合物及其复合材料性能的影响;介绍了模拟评定试验材料性能的方法;分析了作用原理、防护措施及选择聚合物复合材料应考虑的原则。     

探测复合材料层板基体裂纹的实验技术

介绍探测复合材料层板基体裂纹的三种实验技术:声波发射探测,超声波C扫描和复制带记录。在试验各阶段,应充分利用每种试验方法的优点,使每个试件比常规试验获取更多的试验数据,包括声波发射探测响应图,超声波对整个试件宽度扫描成像,以及沿着试件侧面厚度上的复制带获取图像。最初由声波发射显示试件加载期间基体裂纹的开始形成,通过超声波扫描能清晰分辨出第一条基体裂纹的出现;随着基体裂纹的发展,可综合应用三种实验技术,确定对基体断裂的评估。根据试验结果,对这三种实验技术作了评价。     

自适应复合材料薄壁梁形状控制

针对翼面和桨叶等升力面结构,以单闭室薄壁梁为典型结构模型,讨论自适应复合材料薄壁梁的弯曲和扭转,探讨控制结构形状的途径     

用于平板智能复合材料的拟温度载荷法

针对探测和控制裂纹扩展的平板智能复合材料结构特点, 提出和建立了一新的应力分析方法--拟温度载荷法, 并且利用此方法对所设计的几种不同的结构模型进行了理论分析。通过试验证明了该计算方法的正确性, 该计算方法的提出和建立, 为进行控制裂纹扩展的智能材料结构研究和应用奠定了重要的理论分析基础。      

大型空间结构材料性质退化和结构损伤

就材料性质的退化对大型空间结构动力响应的影响以及大型空间结构在轨损伤评估两个问题进行简要论述。损伤通常在复合材料中发生。对典型的空间桁架结构研究表明:材料性质的退化将引起固有频率的降低,并对振型有显著影响。介绍一种应用在轨响应测量的理论来评估结构系统损伤的发生、位置和程度。以天线桁架为例说明此理论的应用。     

含多裂纹连接结构损伤容限试验研究

 针对机翼典型对接结构,进行了平板空孔试样和螺栓搭接件在等幅谱及飞－续－飞谱下的多裂纹损伤容限试验,通过该试验开展多裂纹开裂模式及多裂纹扩展规律的试验研究,为多裂纹断裂力学理论分析、多裂纹结构剩余强度准则提供试验依据。     

制导航空炸弹变结构控制器设计

针对制导航空炸弹的滚转通道,设计了一种具有线性部分变结构控制器。基于弹体模型的时变特性,该控制器首先设计切换函数以确定滑动模态动特性,附加以参数变化范围内的定常模型为对象的线性部分用以控制趋近模态。对某型号制导炸弹设计变结构控制律,仿真结果表明能较好地适应系统的参数变化,提高控制精度,系统具有良好性能。     

复合固体推进剂过渡相(中间相)力学模型

在总结归纳复合固体推进剂力学性能研究的基础上,吸取键合剂作用模型的优点,结合新近提出的网络与形态结构理论,并引入颗粒充填复合材料中的成熟理论,提出了一个描述复合固体推进剂力学性能的过渡相（中间相）模型。通过力学,数学推导建立了复合固体推进剂的结构因素与力学性能表征参数（σ,ε）的定性关系,这与验证主前人的结果基本一致,其中提出的关于过渡相模量与基体模量匹配的调节方法,为进一步提高复合固体推进剂的力     

推进剂药浆粘弹性特征研究

用ＣＶ２０Ｎ流变仪研究了ＨＴＰＢ推进剂、ＣＴＰＢ推进剂和聚醚推进剂药浆的粘弹性特征。结果表明：推进剂药浆为粘弹性流体,复合粘度随推进剂品种、配方特点、频率范围不同而呈不同变化规律,复合模量、损耗模量和贮能模量随频率增加均呈上升趋势;损耗模量一般比相应贮能模量高约一个数量级;贮能模量存在数个衰减峰;衰减峰与损耗角正切峰成对映。提出了推进剂药浆流体的结构模式,并用它解释了药浆的粘弹性。