芳纶纤维对飞机尾翼结构抗鸟撞性能影响研究

目的研究飞机尾翼结构采用芳纶纤维复合材料的抗鸟撞性能。方法根据芳纶纤维夹芯和芳纶纤维层合板两种飞机尾翼前缘构型,分别建立有限元模型进行仿真计算,分析两种构型鸟撞后的损伤和变形,并对两种构型进行抗鸟撞性能研究试验。结果芳纶夹芯前缘构型前缘凹陷,前梁没有破裂;芳纶层合板前缘构型前缘破裂,前梁有破损。试验结果与仿真分析结果高度吻合。结论芳纶夹芯前缘构型比芳纶层合板前缘构型具有更好的抗鸟撞性能。芳纶纤维层合板构型会造成前缘蒙皮变形过大,前梁腹板破损,导致飞机鸟撞后维修成本较高。     

某型飞机尾翼前缘不同构型抗鸟撞计算与试验分析

目的通过不同构型的抗鸟撞研究,找到满足25.631[1]条吸能最好的尾翼前缘构型。方法结合某型民机尾翼前缘结构设计,规划了3种构型6种方案进行优选,分析中,鸟体采用SPH光滑粒子,金属材料则考虑了不同应变率下的动态力学性能,对其进行了结构动力学鸟撞冲击仿真分析,并同选型研发试验的结果进行了对比。结果仿真与试验结果一致,吻合度较高,结合吸能情况,选择最佳的前缘布置方案。结论验证了仿真分析手段的合理可靠性,并且在构型优化过程中得到最佳设计方案。     

机翼前缘抗鸟撞设计中的结构选型研究

目的通过仿真及试验对比六种机翼前缘构型,为机翼前缘发图选型提供参考。方法以某型飞机机翼前缘结构选型设计为例,对其抗鸟撞性能进行分析。通过对比复材蒙皮蜂窝结构、复材蒙皮蜂窝加吸能板结构以及纯金属结构等不同结构形式的质量变化及抗鸟撞吸能特性,发现纯金属结构前缘抗鸟撞性能具有优势。结果试验数据与仿真计算结果谱型一致,试验曲线应变峰值为0.0108,仿真结果应变峰值为0.0103,两者相差仅5%。结论仿真计算有效,且符合预期要求。     

热塑性复合材料高速冲击时不同失效模式对比分析研究

目的准确地对热塑性复合材料前缘结构进行抗鸟撞冲击设计。方法首先基于刚度退化、材料塑性及应变率影响的复合材料本构关系,通过霍普金森拉-压杆测试得到热塑性复合材料的动力学性能参数。基于不同的失效模式,采用PAM-CRASH显式有限元法,针对运输类飞机热塑性复合材料机翼前缘结构在高速冲击时的破坏形式进行对比分析研究。结果热塑性复合材料较其他复合材料在临界拉伸损伤极限值和纵横向及屈服应力的率相关性上具有更好的性能。冲击分析时,失效应变应考虑材料破坏瞬间的强化效应。剪切应变取值为0.1左右时,前缘结构计算仿真失效的结果与试验结果一致性较高,应变误差仅为6.2%,破坏尺寸误差为4.9%。结论在复合材料失效参数较复杂的情况下,抗冲击设计可将拉伸、压缩、剪切及层间失效等多目标优化设计简化为等效剪切应变失效的单目标优化,此方法可推广应用于其他类型复合材料的抗冲击设计。     

民用飞机油箱口盖抗低能量发动机碎片冲击适航验证技术研究

目的 依据适航条款CCAR25.963-e-1的要求,对民用飞机油箱口盖抗低能量发动机碎片冲击能力的适航符合性进行研究。方法 根据适航验证工作需要,制定了飞机油箱口盖抗低能量发动机碎片冲击的适航符合性验证流程,明确了适航取证需要考虑的油箱口盖范围和撞击角度,建立了发动机碎片有限元模型,开展了油箱口盖抗发动机碎片冲击的仿真分析与试验室试验。结果 仿真结果与试验结果对比分析后,二者基本一致,仿真分析基本能预测试验结果。结论 该仿真分析方法可供飞机口盖抗碎片冲击设计使用,该油箱口盖抗低能量碎片冲击适航符合性验证流程可供相似飞机适航取证参考使用。     

飞机颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真方法研究

目的实现颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真,预测操纵面脉冲激励结构响应。方法提出一种飞机颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真方法。该方法以飞机结构动力学有限元模型为基础,建立颤振试飞气动力模型和操纵面脉冲激励力模型。结果以上述模型为基础建立的飞机颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真模型,实现了颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真。首先建立了带副翼单机翼模型操纵面脉冲激励响应仿真模型,并实现了激励响应仿真分析,得到了结构响应幅值。结论开展了全机模型操纵面脉冲激励响应仿真分析,并将仿真结果与飞行试验结果进行对比,两者结果基本一致,验证了该方法的有效性。     

热空气作用下FM-2D橡胶材料老化本构模型研究

目的 建立热空气作用下氟醚-2D(FM-2D)橡胶材料的老化本构模型,形成老化作用下橡胶材料力学响应分析方法,为准确评估橡胶密封件使用寿命提供依据。方法 探究热空气作用下FM-2D橡胶材料老化机理,基于连续介质有限变形理论框架,采用热力学耗散势函数法,引入橡胶老化过程的势能函数,据此建立考虑橡胶材料老化的超弹性本构模型,基于橡胶老化试验,完成本构模型参数标定,实现老化作用下橡胶力学响应的预测。结果 建立了热空气作用下橡胶材料的老化本构模型,依据老化试验数据标定模型参数,分析了热空气作用下橡胶材料本构模型的可靠性。结论 建立的热空气作用下橡胶材料的老化本构模型可准确预测橡胶随老化时间演变的力学响应,有效模拟了橡胶材料的老化过程。     

客舱玻璃抗螺旋桨甩冰冲击分析

目的 研究涡桨飞机客舱玻璃抗螺旋桨甩冰分析方法。方法 根据某型涡桨飞机螺旋桨结冰特性计算分析得到的冰块质量以及冰块轨迹,筛选出严重载荷工况。建立客舱玻璃有限元模型,采用有限元软件PAM-CRASH进行数值计算,获得结构破坏形态和动态响应。开展客舱玻璃甩冰冲击研发试验,将试验后结构损伤与数值分析结果进行对比分析。结果 两种确定冰块质量和冰块速度方法,可适用于结构防甩冰设计的不同阶段;根据结冰特性计算分析得到的冰块质量10.27 g、垂向速度141.1 m/s更为准确合理。不同冰型撞击各个结构部位,会对结构造成不同程度的损伤。同一长方体冰型下,入射截面积越小,玻璃损伤越严重;撞击玻璃不同部位时,角部比中心点更为严重。结论 试验结果与仿真结果基本一致,可以验证所给出的客舱玻璃分析模型及分析方法的准确性,可供螺旋桨甩冰区域的客舱玻璃设计参考。     

基于弹性模型的飞机操纵动响应分析

目的 更好地研究飞机在操纵情况下的机体载荷和机体响应,同时验证动态响应分析模型和方法。方法 以某型飞机突风载荷分析用的动气弹仿真模型为基础,考虑机体弹性修正和气动模型修正,梳理试验试飞的舵偏数据,利用MSC软件的动气弹仿真分析模块,将试飞的舵偏数据作为输入信号,开展舵面操纵情况下的机体响应仿真,并将飞机操纵情况下的机体响应分析结果与试验试飞结果进行对比。结果 经过仿真和对比分析可以发现,分析数据和试飞数据整体吻合较好,能够较好地表征飞机的气动特性和结构动力学特性,同时在分析数据和试飞数据中均有比较明显的机体弹性响应成分。对于弹性飞机而言,除操纵造成的机体刚体响应外,机体弹性会带来额外的振动响应,对于特定的部位,这种振动可能是不可忽略的,需要根据具体情况进行详细分析。结论 这种振动响应对飞机操纵、乘客舒适性是否会产生不利影响,需要进一步开展研究工作。     

AZ31镁合金高温本构方程

分析并建立了具有动态再结晶型金属的本构方程模型,用Gleeble-1500D热/力模拟仪对AZ31镁合金进行圆柱体单向热压缩试验,并根据实验结果分析计算了本构方程模型中的各参数,获得了完整的AZ31镁合金高温本构方程。用本构方程计算了实验条件下的流变应力,计算值与实验值能较好地吻合,误差在8%以内。可为制订AZ31镁合金的热加工工艺提供理论与数据。     

典型复合材料加筋壁板落锤/冰雹冲击损伤仿真分析研究

目的研究复合材料层压板落锤和冰雹离散源冲击损伤特性。方法对于落锤和冰雹,分别以刚体模型和弹塑性模型,构建本构模型。对于加筋板,基于Cohesive内聚力界面单元的B-K失效准则,对复合材料层间分层破坏进行数值模拟。通过对多材质冲头、不同冲击能量、不同冲击角度下其响应及损伤扩展特性开展研究,并对比复合材料层压板落锤冲击及冰雹离散源冲击试验数据,对数值计算方法进行对比验证。结果在机体相同部位的落锤、冰雹能量截止值冲击下,落锤低速冲击的损伤响应要大于冰雹离散源冲击。同时,冰雹冲击能量越大,冲击角度越接近于90°,其损伤响应也越大。结论落锤和冰雹离散源冲击仿真方法在损伤响应及扩展的预测与试验结果接近,可以为复合材料冲击损伤引入及抗冲击性能研究提供基础。     

金属基体复合材料圆锥壳的材料参数识别及动力学敏感性研究

目的 研究以金属作为基体的碳酚醛复合材料圆锥壳的动力学特性,基于模态实验建立复合材料参数优化识别方法。方法 通过建立金属基体复合材料圆锥壳结构的动力学模型,表征各层材料参数对结构动力学特性的影响。开展典型铝合金-环氧胶-碳酚醛圆锥壳自由模态实验,在模态实验结果基础上,采用数值仿真开展复合材料参数识别,并采用响应面优化法研究获得材料参数的全局最优解。最后,开展结构模态对复合材料参数的敏感性分析。结果 基于拉丁超立方抽样和多项式代理模型,建立了多层复合圆锥壳的高效代理模型。对于[0, 90]S铺层的复合材料圆锥壳结构,前5组模态频率参数对E11最敏感,对v23最不敏感,剪切模量的影响介于拉伸模量及泊松比之间。结论 建立了针对各向同性-正交各向异性材料组合的多层复合圆锥壳结构的动力学模型及参数识别方法,可为结构动力学设计提供参考。     

低成本轻质复合蒙布在飞艇尾翼中的应用

目的研究一种低成本轻质复合蒙布设计,为中小型飞艇尾翼提供蒙皮材料。方法通过材料选型、连接设计、典型的复合蒙布性能测试。结果实现了该型蒙布在某大型飞艇尾翼中的应用,表现出了良好的力学性能、可靠性与维修性。结论结构质量与同等强度的气囊材料相比约轻30%。同时,该型复合蒙布还可用于飞艇框架结构的装饰,具有较高的使用价值。     

垂直发射装置排气道极限承压性能分析

目的研究导弹在意外点火时排气道的力学性能及导弹发射的安全性,对排气道的极限承压性能进行研究。方法建立排气道的极限承压的仿真模型,通过水压试验及发射试验,获取排气道不同种试验方式下的极限承压数据。结果排气道在导弹正常发射时承压设计值为0.3 MPa。极限承压仿真试验过程中,排气道在受到0.5 MPa压强时,所受应力超过材料最大抗拉极限。水压试验过程中,排气道受0.58 MPa压强时,其结构发生破坏。意外点火试验过程中,排气道所受最大压强值为0.24 MPa。结论排气道的极限承压能力可以满足正常发射及意外点火的发射要求,排气道的设计裕量充足。     

全复合材料翼面振动主动控制技术研究

目的减小复合材料结构振动响应。方法以全复合材料翼面为研究对象,结合该翼面结构有限元模型,建立带有压电作动器的结构动力学仿真模型。利用PID(Proportional,Integral and Differential)控制理论设计主动控制律,基于Simulink仿真平台设计控制律程序,通过控制律变参分析得出PID控制各参数的设计规律,基于仿真模型进行主动控制仿真试验。以仿真试验结果为基础,在复合材料翼面上进行振动主动控制地面试验。结果有效地控制了复合材料翼面振动响应,振动响应减小了79.74%,验证了模型和控制律设计的有效性。结论以压电作动器作为控制作动器,通过PID控制理论设计控制律,能够有效控制全复合材料翼面振动,使振动减小。     

吸波结构聚氨酯泡沫基体材料耐老化性能评估试验设计

目的针对吸波结构的基体材料——一种软质聚氨酯泡沫耐老化性能的考核,设计一种环境适应性试验,确定施加的环境应力和产品老化性能的表征参数。方法通过吸波结构的聚氨酯泡沫材料的特征性能参数分析,根据产品应用要求和预试验结果,确定合适的老化性能的主要表征指标,通过多应力水平试验和方差分析,确定采用的主要加速老化环境应力。结果通过预试验与分析认为,吸波结构用聚氨酯泡沫材料耐老化性能可采用断裂伸长率来作表征,由于防水覆膜能很好地阻隔水汽对聚氨酯材料的影响,采用单温度应力便可以来考核其老化性能。结论针对具有防水覆膜的吸波结构用聚氨酯泡沫材料,采用单温度应力作用下的断裂伸长率变化可以对其耐老化性能进行有效评估。