翼面热颤振的分区协调耦合推进时域研究

提出了基于分区协调耦合推进的翼面热颤振时域研究方法，其中气动力和气动热采用有限体积法求解，且流场空间离散采用AUSM+格式，而结构温度场采用有限元法求解。采用模态叠加法进行结构瞬态响应的求解，在耦合面上采用基于虚拟空间的插值方法进行耦合变量的传递。研究了高超声速翼面的热颤振问题，获得了不同马赫数下的翼面温度场分布。根据“频率重合理论”获得了热环境下翼面一阶弯曲和一阶扭转频率的相互靠近导致了翼面临界颤振速度下降的结论。     

基于瞬态动力学方法的月球探测器软着陆腿着陆冲击性能分析

月球探测器着陆冲击性能是月面软着陆的关键。以月球探测器铝蜂窝缓冲软着陆腿为研究对象,基于瞬态动力学方法,对其2级铝蜂窝缓冲器进行了建模和缓冲性能验证;建立了铝蜂窝软着陆腿瞬态动力学分析模型,并进行了单条软着陆腿着陆冲击仿真分析,研究了结构响应对软着陆腿着陆冲击性能的影响。结果表明:该瞬态动力学分析模型的缓冲器能量吸收、缓冲行程和探测器机体加速度响应峰值等分析结果与实验符合较好;2级蜂窝缓冲软着陆腿着陆过程中,当第2级蜂窝开始压缩时探测器机体加速度响应最大;软着陆腿结构柔性变形及储能导致了软着陆腿着陆性能恶化。     

某起落架收放联动机构故障分析及改进设计

结合某起落架收放试验中出现的收放机构变形卡滞问题,分析了机构受载情况并得出了机构故障机理。分别利用ADAMS和LMS virtual.lab建立了起落架刚柔耦合模型,采用刚柔耦合动力学仿真方法分析了装配间隙对结构变形的影响。研究表明,机构设计造成的附加弯矩和装配间隙是造成收放机构变形卡滞的主要原因。提出了改进设计方案并进行了刚柔耦合仿真验证分析。结果表明：新方案很好地解决了机构中传动部件受力不合理的问题,且关键部件的变形也减小到不足0.05mm,解决了该收放机构的变形卡滞问题。     

LY12CZ铝合金拉扭复合载荷下疲劳损伤律实验研究

对LY12CZ铝合金薄壁圆管试样进行多种路径下按高—低和低—高顺序作用的两级变幅载荷下的疲劳损伤累积实验。分析两级变幅循环载荷下各种路径的疲劳累积损伤规律,以及第一级载荷作用循环次数对试件总的疲劳寿命的影响。实验结果表明,在多轴拉扭复合加载的情况下,累积损伤规律呈现出非线性,且损伤程度受第一级载荷作用循环次数影响。     

民用飞机概念设计中客舱布置的工具开发

客舱布置是民用飞机设计的重要内容,对飞机的安全性、经济性和舒适性有重要影响。根据适航条例中对客舱座椅、应急出口和过道分布等的规定,总结出了一套客舱快速布置的方法,并应用MATLAB编程技术开发了一个具有良好用户界面的设计工具。算例验证表明,该设计工具可实现快速的客舱布置方案设计,且设计结果与参考机型基本一致。     

弹性拉杆在冲击载荷下的力学性能分析

弹性拉杆是某断离机构的重要元件,其在静力载荷和冲击载荷下的力学响应特性尤为关键。采用理论方法和有限元方法分别建立了该弹性拉杆在静力载荷和冲击载荷下的分析模型,得出了其在不同加载速率下的位移响应特性,发现在冲击载荷下弹性拉杆有明显振荡,其位移有0.06mm左右的振幅。进而研究了不同材料对弹性拉杆在冲击载荷下的力学性能的影响,发现在10 000k N/s的加载速率下,现阶段的常用金属材料所表现出的力学性能是一样的,并且与静力载荷下的力学性能相同     

危险蚀坑评判及疲劳寿命计算

通过对在EXCO(exfoliation corrosion)溶液中加速腐蚀不同时间后的LC4CS试件表面腐蚀形貌进行观测,得到不同腐蚀时间下试件表面蚀坑深度及底部曲率半径。通过分析给出张开角的定义,并以此确定危险蚀坑及预测预腐蚀件的疲劳寿命。研究结果表明:张开角可以合理地确定危险蚀坑以及初始裂纹的等效尺寸。通过算例分析,用张开角来确定危险蚀坑可以较好地预测预腐蚀件的疲劳寿命。     

蜂窝夹芯结构疲劳寿命模型

蜂窝夹芯结构疲劳寿命模型中研究最多的是S-N曲线模型,对常用的蜂窝夹芯结构S-N曲线的形式作了分类与综述.同时搜集整理蜂窝夹芯结构疲劳寿命S-N曲线试验数据,并按照相关力学原理进行归一化处理,获得了一些较具普适性的结果.从蜂窝芯子自身材料属性出发,讨论了多个因素对蜂窝夹芯结构疲劳性能的影响.     

翼面热环境的并行迭代耦合方法及热模态分析

为了准确分析翼面热环境,提出了一种并行迭代耦合方法。气动加热和结构传热分别采用有限体积法(finite volume method,简称FVM)和有限元法(finite element method,简称FEM)求解,且采用基于虚拟空间的插值方法进行数据传递。进行了圆管算例分析,2s时刻驻点温度计算值与试验值相对误差为5.16%,验证了并行迭代耦合方法的精度。进行了翼面热环境和热模态的分析,结果表明翼面最高温度与马赫数呈近似线性关系,且非耦合方法获得的翼面最高温度比耦合方法高342.2K,这是由于非耦合方法未考虑气动热与结构传热之间的耦合效应。相比热应力引起的结构附加几何刚度,热环境下材料刚度的降低是翼面刚度和固有频率下降的主要因素,并且随着马赫数的增加,低阶比高阶固有频率下降得更快。     

边界条件对纤维增强复合材料层板高速冲击损伤影响的数值模拟

根据复合材料三维粘弹性本构关系,建立纤维增强复合材料层板高速冲击损伤的有限元分析模型。模型中引入界面单元模拟层间分层,结合三维Hashin失效准则进行单层板面内损伤判断。对数值结果进行分析,得到如下结论:边界四面不带应力层板的损伤面积最大,两个对面带应力层板的损伤面积次之,一面和三面带应力层板的损伤面积最小;边界应力增大而冲击速度不变时,剩余速度基本不变,损伤面积先增大后减小;冲击速度增大而边界应力不变时,剩余速度线性增大,损伤面积先增大后减小。