基于SOA架构的新一代计费清算系统设计与实现

新一代计费清算系统引入SOA，打破原有封闭式架构，实现计费清算服务可复用。通过构建统-N务接入框架，降低遗留系统接入新架构的接入成本，为计费清算系统集中化运营运维提供了技术保障。     

三维编辑复合材料中纱线的运动规律及细观模型

三维编织复合材料中纱线的编织过程是通过携纱器的间歇运动，使编织纱线披此相互交织，编织纱线趋向于沿携纱器运动的方向运动，本文采用最小二乘法拟合携纱器的运动趋势线，系统地分析了编织过程中纱线的空间运动规律。在此基础上，获得的预制件细观结构单胞模型包含内部单胞和表面单胞。单胞的取向平行于预制件的表面，有利于材料的力学性能分析。     

螺栓拧紧力矩对复合材料多钉连接结构疲劳寿命的影响

螺栓拧紧力矩对多钉连接结构疲劳寿命的影响不可忽视,但考虑螺栓拧紧力矩的复合材料多钉连接结构疲劳寿命预测方法却很少,提出一种复合材料多钉连接结构疲劳寿命预测方法,综合考虑螺栓与层合板的各种损伤情况,可以准确预测复合材料多钉连接结构的疲劳寿命以及损伤演化情况。采用T300/BMP-316复合材料层合板与TC4钛合金螺栓组成的复合材料多钉连接结构对所提方法进行了验证,疲劳寿命预测结果与试验值对数误差为4.36%,且破坏模式与试验结果吻合。通过对螺栓拧紧力矩的影响规律进行探究,发现随着螺栓拧紧力矩的增加,疲劳寿命先增加后减小,存在最佳拧紧力矩。从损伤演化云图中发现当拧紧力矩小于最佳拧紧力矩时,损伤扩展不能得到有效抑制,会导致疲劳寿命降低;反之当拧紧力矩大于最佳拧紧力矩时,试验件会形成初始损伤,导致疲劳寿命降低。在工程应用中,选择结构的最佳拧紧力矩进行装配,可以有效提高结构疲劳寿命。     

三维编织复合材料损伤容限性能试验

为研究三维编织复合材料的损伤容限性能,首先,利用同种纤维、基体和工艺分别制作了4种三维编织复合材料和1种层合复合材料;然后,进行了相同复合材料在不同冲击能量下的及不同复合材料在相同冲击能量下的低速冲击试验和冲击后压缩试验;最后,进行了冲击后的C扫描损伤检测,并对比了冲击后凹坑深度、损伤面积和损伤宽度。结果显示:层合复合材料的损伤形貌主要呈椭圆状,且分层损伤严重,而三维编织复合材料的损伤形貌主要呈十字状,三维编织复合材料的整体性较好;层合复合材料和三维编织复合材料冲击能量的拐点均出现在30 J附近;三维编织复合材料的剩余压缩强度较高,其损伤容限性能优于层合复合材料。所得结论可为三维编织复合材料的工程应用提供指导。      

三维编织复合材料中纱线的运动规律及细观模型

三维编织复合材料中纱线的编织过程是通过携纱器的间歇运动,使编织纱线彼此相互交织.编织纱线趋向于沿携纱器运动的方向运动.本文采用最小二乘法拟合携纱器的运动趋势线,系统地分析了编织过程中纱线的空间运动规律.在此基础上,获得的预制件细观结构单胞模型包含内部单胞和表面单胞.单胞的取向平行于预制件的表面,有利于材料的力学性能分析.     

全厚度缝合复合材料泡沫芯夹层结构力学性能研究与损伤容限评定

探索了全厚度缝合复合材料闭孔泡沫芯夹层结构低成本制造的工艺可行性及其潜在的结构效益。选用3 种夹层结构形式, 即相同材料和工艺制造的未缝合泡沫芯夹层和缝合泡沫芯夹层结构及密度相近的Nomex 蜂窝夹层结构, 完成了密度测定、三点弯曲、平面拉伸和压缩、夹层剪切、结构侧压和损伤阻抗/ 损伤容限等7 项实验研究。结果表明, 泡沫芯夹层结构缝合后, 显著提高了弯曲强度/ 质量比、弯曲刚度/ 质量比、面外拉伸和压缩强度、剪切强度和模量、侧压强度和模量、冲击后压缩(CAI) 强度和破坏应变。这种新型结构形式承载能力强、结构效率高、制造维护成本低, 可以在飞机轻质机体结构设计中采用。      

缝纫泡沫芯夹层结构低速冲击损伤分析

在缝纫复合材料泡沫芯夹层结构低速冲击试验研究基础上,文章开展了低速冲击损伤数值分析。首先利用有限元软件分别对未缝纫和缝纫的复合材料泡沫芯夹层结构低速冲击下的损伤面积进行了数值估算,发现两者的上面板损伤面积均大于下面板的损伤面积,但两者的主要损伤模式不同,未缝纫夹层结构的主要损伤模式为上面板损伤,而缝纫夹层结构主要以泡沫芯材压碎损伤破坏为主。有限元计算结果与试验结果吻合较好,证明文中所建立模型的正确性。随后模拟计算了冲击能量、上面板厚度、泡沫芯材厚度、缝纫密度、落锤冲击位置等五个因素变化对缝纫泡沫芯复合材料夹层结构损伤面积的影响,并进行了相关的理论分析。     

复合材料层合板单钉双剪连接挤压强度的一种工程估算方法

将上限理论应用到复合材料层合板单钉双剪连接挤压强度分析中, 把连接结构的位移场划分为动态区域(层合板)和静态区域(紧固件), 并认为失效发生在位移可动场和不动场之间的钉孔边受挤压部分。由于受挤压孔孔边各层应力状态不一样, 受挤压孔边各层的失效区域和失效模式也各不相同。从宏观上研究复合材料层合板单钉连接孔边的失效区域和失效模式, 结合上限理论提出了一种估算复合材料单钉连接挤压强度的工程算法。通过与试验结果对比, 发现该方法能较好地预测出复合材料单钉双剪连接挤压强度。     

基于零阶优化方法的无人机复合材料进气道结构优化与分析

在综述优化设计理论研究的基础上,运用ANSYS分析软件,采用零阶优化方法,对某型无人机进气道复合材料层合板结构进行初始铺层的强度和刚度分析,在此基础上对其铺层厚度和铺层比例进行优化.采用两种优化方案,一种是在载荷一定的情况下求得尽可能轻的重量;另一种是在厚度一定的情况下调整铺层比例,使结构的承载能力更强.在得到ANSYS优化结果后再对其进行修正.优化结果显示,通过优化能进一步减轻结构重量,增强结构的承载能力.     

无人机全复合材料机翼结构设计与试验验证

为提高全复合材料机翼的有效载荷与机翼质量的比值(载荷/质量比),提出了一种预测全复合材料机翼极限载荷的有限元模拟方法,并建立了提高机翼结构效率的结构设计方案。首先,基于薄壁工程梁理论,对全复合材料机翼进行了理论分析,并对全复合材料机翼的结构形式与铺层形式进行了初始设计;然后,基于初始机翼的试验数据,利用ABAQUS建立了4种不同的有限元模型,通过对比得到了最佳数值模拟方法;接着,建立了14种结构布局形式,并为每种结构形式赋予不同的铺层方案,形成了117个机翼设计方案,对比了各个结构形式的载荷/质量比以及工艺因素;最后,制造了全复合材料机翼并进行了试验验证。结果表明:双工字梁结构为最佳机翼结构布局形式,具有较高的承载效率;模拟载荷与试验值之间的相对误差仅为1.91%,验证了有限元模型的正确性;机翼的载荷/质量比达到了24.17 N/g,相对于初始设计提升了30.65%。所得结论表明设计方法有效。