V-型皱褶夹芯板与隔声性能实验

设计并制作了5个不同几何特征参数和构型的皱褶芯材夹层板试验件，采用混响室一消声室法进行了标准隔声试验。通过对比试验，分析了褶皱芯材夹层板的隔声性能的基本规律，给出了隔声性能与其特征参数及构型之间的基本关系。试验结果表明；复合材料皱褶芯材夹层板的隔声性能随高度和面密度的增加而提高；复合材料皱褶芯材夹层板的隔声性能不完全服从质量定律；重量相同时．板的构型对其隔声性能有很大影响；在低、高频段，双层芯材垂直叠放夹层板的隔声性能比单层芯材夹层板好。     

V-型皱褶芯材承压的均质化等效模型

采用代理模型获得V-型皱褶芯材等效屈服应力、等效平台应力和几何参数之间的关系,并据此提出了一种承受静力/准静力面外压缩的V-型皱褶芯材均质化等效模型。计算结果与试验结果的对比表明:皱褶芯材的均质化等效模型可以很好地模拟原结构的弹塑性力学特性,并能大大减少计算耗时。对于皱褶夹芯板在结构中,特别是抗坠毁吸能结构中的应用,本文的等效模型提供了一种高效率的计算及优化手段。     

基于等效模型的帽型复合材料加筋壁板优化设计

本工作提出了一种优化复合材料帽型加筋壁板稳定性的有效方法,该方法是基于在PATRAN软件中用单层板来模拟层合板的力学性能的想法。其中用层合板建的加筋板模型称为详细模型,改用单层板建的称为等效模型。对于航空结构中常见的帽型加筋壁板,本工作采用反映实际壁板形状的高精度有限元模型,分别建立了详细模型和等效模型。比较得出两种模型的一阶线性失稳因子和失稳应变基本一致,从而验证了将等效模型用于帽型加筋壁板结构稳定性分析的可行性。为了便于验证该优化方法的有效性,本工作只考虑加筋板的筋条厚度一致的情况。传统方法在优化蒙皮和筋条厚度时需要优化层合板的每个单层的铺层厚度和铺层顺序,本文提出的优化方法只需要解决单层板的厚度优化问题,相比本方法大大减少了设计变量。本工作用此方法优化得到了两个参数不同的复合材料帽型加筋板的最优屈曲性能,发现只需要2～4次迭代优化就可以收敛,收敛速度很快。     

复合材料起落架舱门结构优化设计

基于有限元软件ANSYS建立复合材料起落架舱门参数化有限元模型,基于三明治夹芯板理论将蜂窝芯层等效为均质的厚度不变的层板,以蜂窝夹芯高度与复合材料面板各铺层厚度为设计变量,以铺层板、蜂窝夹芯的强度,结构稳定性以及结构刚度为约束函数,以结构质量最轻为目标函数,基于ANSYS优化模块首先选择零阶法进行优化得到粗略解,其次选择一阶梯度优化法进一步对夹层结构进行优化设计,得到最优蜂窝芯子厚度、蒙皮各铺层厚度.     

复合材料厚层合板力学性能等效方法研究

基于复合材料三维等效弹性常数理论,分别建立了厚复合材料悬臂梁和三点弯曲厚复合材料层合板的等效模型进行数值分析,并和逐层细分模型结果对比,研究了子层对等效模型位移计算误差的影响,分析了等效模型层间应力的计算精度。研究表明,对于子层厚度比0.2的厚复合材料层合板,采用等效模型进行数值分析,可以得到较高精度的位移-应力分析结果。以等效模型得到的层间应力作为设计约束时,厚复合材料层合板的设计是偏安全的。     

基于modeFrontier和ABAQUS的复合材料层合板开口补强优化设计

航空航天结构中的复合材料层合板开口补强问题一直受到关注。以含中心矩形开口复合材料层合板为研究对象,在拉伸、压缩、剪切载荷下采用不同补强材料及不同补强形式,使用mode Frontier软件与ABAQUS软件集成优化的方式,对补强结构参数进行了优化设计。对不同补强形式、不同补强材料下最优化结构质量进行对比分析。研究表明,三种补强方式中插层补强最优化结构形式最优,补强后结构质量最轻。     

基于Abaqus的有限元渐进损伤强度分析

以含损伤复合材料泡沫夹层板为例,介绍有限元渐进损伤强度分析方法在结构强度计算中的应用.对复合材料面板采用Hill Tsai强度理论和Tsai Wu张量理论作为强度判断依据,采用一定的材料性能退化方法,对有限元模型中破坏的单元进行刚度折减.使用Abaqus/CAE进行参数化建模,使用Python程序控制渐进损伤分析的整个过程.经过实验和算例验证,有限元渐进损伤强度分析的结果与实验结果极其吻合.因此,渐进损伤分析方法结合适当的强度理论、材料性能退化方法可以应用于复杂结构的强度分析.     

空间站柔性太阳翼热诱发振动分析

柔性太阳翼随空间站在轨运行时会受到周期性的热载荷作用,为研究热载荷对柔性太阳翼的影响,采用热-结构非耦合分析方法对柔性太阳翼进行了热诱发振动分析。提出了等效位移法,按照节点位移等效原则计算柔性太阳翼有限元模型各节点的等效温度载荷,再以该载荷为激励计算柔性太阳翼的动态响应。通过自编的Python程序实现等效温度载荷计算过程中的数据处理,以及热诱发振动分析流程中的有限元前后处理。通过与理论解和数值解作对比,验证了基于等效位移法求解等效温度载荷并用于非耦合热诱发振动分析的方法的准确性。通过对柔性太阳翼的热诱发振动分析,得到了柔性太阳翼的动态响应数据,发现了柔性太阳翼出地球阴影区时的刚柔耦合情况。分析结果可以为柔性太阳翼的设计和改进以及在轨的安全性、可靠性的评估提供参考。