药柱裂纹对固体火箭发动机工作过程的影响

针对某固体火箭发动机点火启动时所受的燃气载荷,用线性粘弹性有限元法分析了无缺陷药柱和含有裂纹药柱的应力—应变场,并探讨了单裂纹部位、裂纹尺寸对发动机工作安全性的影响以及多裂纹条件下,裂纹尺寸和相互位置对裂纹扩展的影响。所得到的结论对制定固体发动机失效判据有一定的参考价值。     

复合材料平尾接头力学性能研究

针对某平尾中央翼与外翼前梁连接接头,设计了复合材料接头试验件。根据平尾接头实际载荷工况及试验件构型,设计了特定的试验夹具,确定了静力试验方案。通过静力试验,得到了试验件在实际载荷工况下的静力极限载荷和破坏模式。并采用ABAQUS有限元软件,对中央翼前梁接头、外翼前梁接头试验件进行静力分析,有限元预测结果和试验结果吻合较好,证明了有限元模型的准确性。数值计算结果表明：接头在静力载荷工况下,孔边产生应力集中,导致孔边纤维破坏并向周围扩展,最终失去承载能力。     

GFRP 层压板挖补修理后的吸湿行为

对采用不同台阶比率挖补修理的玻璃纤维增强树脂基复合材料层合板进行了吸湿实验,获得了 各种台阶比率试样的吸湿规律以及损伤行为。通过面内剪切强度测试以及形貌观察,研究分析了导致吸湿试 件强度降低以及层间开裂的主要因素。实验发现:玻璃纤维增强树脂基复合材料的孔隙率是影响层合板吸湿 率和层间开裂的重要影响因素,孔隙率越高,吸湿率越高,但层间开裂倾向却降低;台阶比率对长时间吸湿试件 的强度保持率有较大的影响,恰当选择台阶比率不但有助于提高强度恢复率,还可减小因吸湿而产生的强度降 低幅度;吸湿会导致玻璃纤维增强树脂基复合材料层合板的面内剪切强度大幅度下降,导致这种结果主要原因 之一是吸湿会严重劣化纤维/ 树脂界面粘结状态。     

Topology optimization of compliant adaptive wing leading edge with composite materials

An approach for designing the compliant adaptive wing leading edge with composite material is proposed based on the topology optimization. Firstly, an equivalent constitutive relationship of laminated glass fiber reinforced epoxy composite plates has been built based on the symmetric laminated plate theory. Then, an optimization objective function of compliant adaptive wing leading edge was used to minimize the least square error（LSE） between deformed curve and desired aerodynamics shape. After that, the topology structures of wing leading edge of different glass fiber ply-orientations were obtained by using the solid isotropic material with penalization（SIMP） model and sensitivity filtering technique. The desired aerodynamics shape of compliant adaptive wing leading edge was obtained based on the proposed approach. The topology structures of wing leading edge depend on the glass fiber ply-orientation. Finally, the corresponding morphing experiment of compliant wing leading edge with composite materials was implemented, which verified the morphing capability of topology structure and illustrated the feasibility for designing compliant wing leading edge. The present paper lays the basis of ply-orientation optimization for compliant adaptive wing leading edge in unmanned aerial vehicle（UAV） field.     

固体发动机老化过程中材料缺陷无损检测方式

综述了无损检测固体发动机的研究现状及应用前景，并对现有的无损检测固体发动机方法，提出了技术改进的措施。     

整体复合材料结构分层特性研究进展（二）

整体复合材料件越来越多地被用作现代航空航天器的主承力结构,而分层是其最易出现的破坏形式。本文作为整体复合材料结构分层特性综述的第二部分,重点介绍了虚拟裂纹闭合技术和内聚区模型。论文首先对虚拟裂纹闭合技术的发展历史、基本公式和进行数值计算时需要注意的问题进行了阐述,介绍了该方法在复合材料分层研究中的最近应用情况。其次,详述了内聚区模型的发展历史、本构关系、界面参数,并对最近的应用情况进行了介绍。     

含孔层合板考虑边界效应的拉伸强度分析

1.引言 早在1974年和1975年Whitney与Nuismer就提出了预测含孔层合板拉伸强度的点应力准则和平均应力准则,他们假定的某一特征长度是与材料性能有关系。1977年Karlak只就准各向同性碳/环氧层合板的两种铺层顺序在特征长度中引进了考虑铺层顺序影响的     

大展弦比机翼流固耦合迭代求解模拟

基于某型变掠翼气动布局概念构型,结合适应于大展弦比机翼的复合材料结构设计,构建基于数据通讯的流动数值方法与结构有限元分析相互迭代的流固耦合分析平台,讨论布局在不同飞行条件下的机翼流固特性,解决大尺度结构气动弹性的耦合作用方式及准确计算的方法问题.算例结果表明流固耦合迭代求解计算方法高效、合理,较为准确地获得了大尺度结构变形后的布局气动特性改变特征,完善了特殊布局的气动特性仿真方法.     

自发汗冷却材料的研究现状

对自发汗冷却材料的种类及特点进行了简介,综述了自发汗冷却材料的几种主要制备方法及其优缺点,详细阐述了自发汗冷却材料的研究现状、影响因素及其应用,并对其发展方向进行了讨论.     

基于CDM的开口复合材料层合板结构损伤问题研究

为研究含开口复合材料层合板结构在面内载荷作用下的损伤破坏问题,基于CDM基本原理,从平面应力状态下的Gibbs自由能出发,建立描述复合材料层合板结构层内断裂破坏的二维渐进损伤关系;基于ABAQUS材料用户子程序,将上述渐进损伤关系与二维Hashin失效准则相结合,开发复合材料损伤本构模型,并对含开口复合材料层合板结构在拉伸载荷作用下的破坏过程进行数值模拟;通过与文献试验数据的对比,证明该模型在平面拉伸载荷状态下可以有效预测含开口层合板结构的损伤起始与扩展过程,对层合板强度的预测误差较小。应用上述模型对三种不同开口类型层合板结构在剪切载荷作用的下损伤、破坏分析,结果表明：对于相同面积的开口,不同的开口类型会导致层合板抗剪强度产生较大的差异;而在铺层相同情况下,椭圆形开口层合板的剪切强度相对较高。