飞机复合材料雷击损伤热电耦合仿真

参照国外已有的雷击实验结果,建立了复合材料层合板的三维有限元模型,通过施加电边界和热边界以及引入材料性能参数之间的相互依赖关系,运用ABAQUS仿真软件真实地模拟出复合材料在雷击过程中雷电流的传导以及损伤过程.通过仿真研究复合材料层合板在遭遇雷击时热、电之间的耦合作用,得到雷电流注入后层合板中的温度分布场,对比分析后得出了不同层的烧蚀形貌和尺寸均有所不同的结论.通过对比不同铺层层合板的雷击损伤结果发现,当顶层为0°铺层(即与结构长度方向一致)时层合板的损伤面积较大.     

某型无人机起落架结构拓扑优化

为了探索拓扑优化设计在起落架结构上的应用,基于变密度法,建立了某型无人机起落架外筒支柱的拓扑优化模型,利用业内著名的结构优化平台OptiStruct,获得了满足多种典型工况下和多种约束条件下的最佳拓扑结构。对优化前后的模型进行静强度有限元仿真对比后,结果表明优化后的结构不仅减重20%,还大大降低了应力水平,满足强度和刚度设计要求。采用的拓扑优化设计方法对改进起落架结构设计,实现结构轻量化,提高飞机的性能和经济性具有重要意义。     

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。     

起落架结构疲劳寿命预测技术研究

以某型机前起落架为例,建立起落架有限单元模型,施加多点约束模拟起落架实际情况,然后应用全寿命分析方法,针对疲劳缺口系数、存活率和载荷加载系数的变化导致起落架疲劳寿命评估预测时产生不同的结果进行分析讨论,得出了疲劳寿命随不同参数的变化趋势,根据实际情况选择最符合实际的一组参数。预测评估前起落架的疲劳寿命,对起落架的寿命试验和设计有一定参考作用。     

基于格子Boltzmann方法的起落架阻尼油孔参数研究

为了分析起落架缓冲器油孔阻尼特性,采用格子Boltzmann方法分析油孔几何参数和工作环境参数对油液流动特性的影响,基于单参数分析结果和最小二乘法,建立并验证了阻尼力回归方程。结果表明,格子Boltzmann方法可以准确分析油孔阻尼性能。油孔长度会改变流动最小收缩截面在油孔中的位置,油孔直径在有限区间内的变化对缩流系数影响很小,后端压力增大会改善油孔流动质量。回归方程在设计区间内可以可靠的预测阻尼力大小,该方法可以被用于一般性的起落架缓冲器油孔设计中。     

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.     

大型客机概念设计的外形参数化CAD模型

为了加快飞机概念设计中外形造型的进程,应用一种基于形状函教/分类函数变换的参数化建模方法,研究出一种针对大型客机CAD模型的外形参数化方法.该方法可以用较少的参数来完成机身,机翼、短舱等飞机部件的外形建模.采用CATIA二次开发技术,开发了一个面向大型客机概念设计的参数化CAD模型快速生成的软件.精度测试表明,用该软件生成的机翼-机身组合体CAD模型完全能满足概念设计的精度需求,并为以后进一步实现客机多学科设计优化系统打下了基础.     

复合材料纵向弹性模量疲劳衰减规律研究

研究了载荷大小和铺设角度对疲劳载荷作用下复合材料的纵向弹性模量连续衰减规律产生的影响,由此构建了一个量化描述模型,对材料纵向弹性模量的衰减进行预测。为验证模型的合理性,设计了一套通过测量不同单向板应力应变关系来获取材料纵向弹性模量的疲劳试验方案,并对一系列不同铺设角的碳纤维复合材料单向板进行了大量疲劳试验。分析结果表明,所构建的衰减模型较合理地描述了复合材料纵向弹性模量的疲劳衰减规律。     

考虑铰链磨损时飞机舱门运动精度可靠性研究

基于舱门机构模型,采用线性磨损假设并考虑到"有效长度理论",在MSC.Adams 中建立了舱门机构的磨损模型,考虑到舱门机构的失效模式,提出了一种基于运动精度的失效判据,给出了舱门机构磨损情况下可靠性分析的基本方法,使用课题组编制的可靠性分析软件并通过调用机械动力学仿真软件Adams,分别采用蒙特卡罗法和重要抽样法对舱门机构磨损情况下的运动精度可靠性进行了分析计算.计算分析发现:在一定范围内,磨损对舱门机构可靠性的影响是可以接受的,而一旦超过一定的磨损量,舱门机构的可靠性大大降低,影响飞行安全.     

无人机小翼隐身结构的质量和刚度优化

为了降低无人机的侧向雷达散射截面,提出了一种无人机翼梢小翼的隐身结构布局方案:隐身结构的翼面蒙皮由玻璃钢制成,主承力件为碳纤维复合材料层板结构,蒙皮与主承力件之间填充吸波材料。为获得力学特性最佳的主承力结构件的形状,在建立隐身结构参数化模型的基础上,应用有限单元法对隐身结构的强度和刚度进行了分析,并应用多目标遗传算法对主承力结构件的形状进行了优化,计算后获得了一组结构质量和翼尖位移最小的解集。优化结果为隐身结构方案的确定提供了定量依据。