检索结果-内蒙古大学图书馆

航空学报 2024年第18期45卷 177-191页

作者：姚辽军魏景超陈向明啜明月李含月果立成哈尔滨工业大学航天学院航天科学与力学系哈尔滨150001 中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室西安710065

先进复合材料以其优异的力学性能及在结构减重方面的巨大潜力已经广泛应用于航空航天领域,其用量多少已经成为衡量一个国家高端装备技术发展水平的重要标志之一。疲劳分层是导致航空航天复合材料结构失效的重要原因,纤维桥联对疲劳分层... 详细信息

先进复合材料以其优异的力学性能及在结构减重方面的巨大潜力已经广泛应用于航空航天领域,其用量多少已经成为衡量一个国家高端装备技术发展水平的重要标志之一。疲劳分层是导致航空航天复合材料结构失效的重要原因,纤维桥联对疲劳分层扩展存在显著影响。同时,不同断裂模式下,复合材料抵抗Ⅰ型疲劳分层扩展的能力最低。因此,针对纤维桥联作用下的复合材料Ⅰ型疲劳分层扩展问题开展研究,具有十分重要的意义。本文对作者课题组近年来开展的相关研究工作进行了系统总结和介绍,重点对以下问题进行了分析讨论:纤维桥联对疲劳分层扩展的影响规律及机理;纤维桥联作用下的疲劳分层扩展模型和分析方法;疲劳分层扩展分析模型的应用和验证。研究表明,纤维桥联对疲劳分层扩展存在显著的抑制作用,将导致疲劳分层扩展速率随分层扩展长度的增加而显著下降;纤维桥联在疲劳分层扩展中的作用机理与静态分层扩展存在不同,疲劳分层扩展主要的能量耗散集中于分层前缘附近,桥联纤维中的能量耗散相对有限;并且纤维桥联强弱对疲劳分层前缘的损伤失效机制无显著影响。因此,采用作用于分层前缘处的应变能释放率作为疲劳裂纹扩展相似性参数,能够对纤维桥联作用下的复合材料Ⅰ型疲劳分层扩展进行有效的分析和表征,满足疲劳裂纹扩展相似性假设的基本要求;以此为基础,采用双参数形式的疲劳分层扩展准则,能够有效考虑应力比的影响,实现不同载荷工况下复合材料Ⅰ型疲劳分层扩展行为的有效分析和表征。

关键词：疲劳分层纤维桥联相似性原理疲劳分层扩展准则复合材料

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航空发动机轴承—支承结构系统产热计算与分析

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航空工程进展 2024年第5期15卷 191-198页

作者：孙鹏慕琴琴陈永辉燕群中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室西安710065

开展轴承—支承结构系统的热源分析与产热量量化计算,能够为轴承腔热防护设计提供可靠依据。通过传热学、摩擦学等理论分析,建立航空发动机轴承—支承结构系统产热分析模型,开展轴承—支承结构的一维流热耦合计算,对航空发动机压气机和... 详细信息

开展轴承—支承结构系统的热源分析与产热量量化计算,能够为轴承腔热防护设计提供可靠依据。通过传热学、摩擦学等理论分析,建立航空发动机轴承—支承结构系统产热分析模型,开展轴承—支承结构的一维流热耦合计算,对航空发动机压气机和涡轮的中介承力框架进行产热量分析,评估巡航工况下不同热源对轴承—支承结构系统产热量的影响。结果表明:压气机中介支承结构右侧框架的壁面温度沿径向向上增加1.73%;由于主流道与盘腔之间存在级间封严,对流传热系数沿径向向上增大20倍,产热量占比最高的热源为支承结构壁面传热、轴承生热和密封装置生热;轴承—支承结构内的密封装置生热量在压气机中介承力框架内占比29%,在涡轮中介承力框架内占比35%。

关键词：轴承—支承结构密封空气系统热分析热计算

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试验模态分析方法及其在航空飞行器中的应用综述

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航空工程进展 2024年第5期15卷 16-31,66页

作者：惠心雨刘凡李晓东宋巧治中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室西安710065

试验模态分析是通过试验测定结构固有振动特性的方法,其分析结果主要用于结构动力学模型修正,并为结构动力学分析、气动弹性分析和振动控制设计提供数据支撑。本文系统梳理了国内外有关试验模态分析方法的研究进展,从经典试验模态分析... 详细信息

试验模态分析是通过试验测定结构固有振动特性的方法,其分析结果主要用于结构动力学模型修正,并为结构动力学分析、气动弹性分析和振动控制设计提供数据支撑。本文系统梳理了国内外有关试验模态分析方法的研究进展,从经典试验模态分析方法和现代试验模态分析方法两方面展开,总结了经典的相位共振法和相位分离法两大主流方法的基本原理,对近年来发展的试验模态分析方法进行了简单介绍,归纳了不同模态分析方法的特点。最后指出了试验模态分析方法现今存在的问题与未来可能的发展趋势。

关键词：试验模态分析地面振动试验相位共振法相位分离法

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积木式方法与试验金字塔的历史沿革与发展趋势

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航空工程进展 2023年第5期14卷 8-18页

作者：林建鸿中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室西安710065

采用积木式方法构建试验金字塔是目前已经被广泛接受的用来完成大型飞机结构强度验证的基本手段。本文概述了积木式方法和试验金字塔的发展历程和趋势,介绍了不同型号的美军机在研制过程中所建立的强度验证试验金字塔的统计结果,并且从... 详细信息

采用积木式方法构建试验金字塔是目前已经被广泛接受的用来完成大型飞机结构强度验证的基本手段。本文概述了积木式方法和试验金字塔的发展历程和趋势,介绍了不同型号的美军机在研制过程中所建立的强度验证试验金字塔的统计结果,并且从试验层级、对象、目的和类型四个方面比较了试验内容的数量与经费占比,由此来说明基础层级试验验证工作在强度验证试验金字塔中的重要性和经济性。通过对虚拟试验在强度验证工作中的发展趋势、应用和限制的介绍,为顺利完成相关的全尺寸部件和整机的强度验证提供可靠的保障手段。

关键词：积木式方法试验金字塔强度验证物理试验虚拟试验

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钛合金连接结构振动疲劳对比试验与寿命预计

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航空工程进展 2024年第6期15卷 235-243页

作者：何石刘小川刘海涵李凯翔白春玉中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室西安710065

飞机中大量的机械连接结构存在振动疲劳问题,振动疲劳性能评估是结构服役定寿、安全性设计及评定的关键。为了研究典型钛合金连接结构振动疲劳性能,基于TC4钛合金薄板设计不同支撑形状及不同铆钉间距的典型连接结构,搭建振动疲劳试验系... 详细信息

飞机中大量的机械连接结构存在振动疲劳问题,振动疲劳性能评估是结构服役定寿、安全性设计及评定的关键。为了研究典型钛合金连接结构振动疲劳性能,基于TC4钛合金薄板设计不同支撑形状及不同铆钉间距的典型连接结构,搭建振动疲劳试验系统,通过试验对比不同连接结构在窄带随机载荷下的振动疲劳性能;引入应力严重系数与疲劳缺口系数,提出基于随机振动Srms-N曲线的连接结构振动疲劳寿命预计方法。结果表明:在相近振动应力水平下,T形支撑形式的连接结构其振动疲劳性能优于U形支撑形式;在保证连接强度的前提下,适当增大铆钉间距能提升连接结构抗振动疲劳性能;引入应力严重系数与疲劳缺口系数后,连接结构振动疲劳寿命的预计精度大幅提升,预计寿命与试验结果相差在30%以内。

关键词：钛合金连接结构振动疲劳寿命预计

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航空发动机陶瓷基复合材料无损表征技术研究进展

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航空工程进展 2024年第3期15卷 13-26页

作者：樊俊铃张伟宁宁詹绍正杨鹏飞贾文博中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室西安710065

随着陶瓷基复合材料在先进航空发动机热端部件中的推广应用,对其在工艺研发、制备加工、试验考核以及使用服役等阶段形成的缺陷/损伤进行高效准确的无损表征尤为重要。由于陶瓷基复合材料复杂的制备成型工艺及多相复合引起的高度非均质... 详细信息

随着陶瓷基复合材料在先进航空发动机热端部件中的推广应用,对其在工艺研发、制备加工、试验考核以及使用服役等阶段形成的缺陷/损伤进行高效准确的无损表征尤为重要。由于陶瓷基复合材料复杂的制备成型工艺及多相复合引起的高度非均质和各向异性,导致传统基于整体均质化假设的无损检测技术面临诸多挑战。本文结合陶瓷基复合材料在航空发动机领域的应用情况,分析了其在制备、加工及服役等阶段的典型缺陷/损伤类型及特征,重点回顾了近年来陶瓷基复合材料无损表征技术的研究进展及应用情况,总结了现有无损表征技术面临的主要挑战,并对未来的发展趋势进行了展望。

关键词：航空发动机热端部件陶瓷基复合材料无损表征研究进展

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考虑磨损演化的铰链式襟翼机构动力学仿真研究

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西北工业大学学报 2024年第2期42卷 222-231页

作者：冯蕴雯唐家强薛小锋李帅陈先民西北工业大学航空学院陕西西安710072 中国飞机强度研究所陕西西安710065 中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室陕西西安710065

不同卡位的襟翼气动载荷差别很大,使得轴承在不同襟翼偏角下所承受载荷也存在明显差异,这导致在不同角度位置的轴承磨损深度不一致。因此,引入均匀磨损深度的方法难以适用于襟翼的动力学特性分析。为解决这一问题,提出了一种基于最小二... 详细信息

不同卡位的襟翼气动载荷差别很大,使得轴承在不同襟翼偏角下所承受载荷也存在明显差异,这导致在不同角度位置的轴承磨损深度不一致。因此,引入均匀磨损深度的方法难以适用于襟翼的动力学特性分析。为解决这一问题,提出了一种基于最小二乘法的动力学建模方法。根据襟翼翼面的连接特点利用C-B法对其进行柔性化,并采用RBE2单元建立刚柔耦合动力学模型。联合UAMP、DISP、UMESHMOTION子程序进行磨损演化仿真,获取铰链轴承的非均匀磨损数据,同时通过最小二乘拟合建立磨损深度和襟翼偏角角度以及摩擦因数的映射关系。将该映射关系以铰链轴承中心点的偏移量和轴承摩擦因数的方式更新刚柔耦合动力学模型,以获取在磨损影响下的襟翼机构动力学响应,验证了方法的适用性和有效性。结果表明,随着磨损的进行,襟翼内外侧轴承转轴同轴度逐渐降低,内外侧驱动力矩随之增加,增加幅度最大为15.08%。该方法可为襟翼机构的设计及轴承选型提供一定支持。

关键词：襟翼机构动力学刚柔耦合磨损演化最小二乘

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机翼部段静力试验优化设计方法

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航空学报 2023年第18期44卷 174-185页

作者：王彬郑建军刘玮王孟孟中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室西安710065 西安交通大学航天航空学院机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049

飞机结构部段结构静力试验是验证结构承载能力、有限元模型等设计指标的重要手段。部段试验相比全机试验规模较小,但需要解决边界分离面刚度匹配、支持模拟、加载模拟等技术难题,保证结构考核精度不受影响。某型飞机机翼为联翼式桁架布... 详细信息

飞机结构部段结构静力试验是验证结构承载能力、有限元模型等设计指标的重要手段。部段试验相比全机试验规模较小,但需要解决边界分离面刚度匹配、支持模拟、加载模拟等技术难题,保证结构考核精度不受影响。某型飞机机翼为联翼式桁架布局,取中间一段机翼进行静力试验,需要解决多分离面优化设计,气动惯性载荷优化设计及施加等问题。采用分级解耦的设计思想,将试验设计的各个影响因素逐级剥离并建立相应的分析对比模型,依据结构响应误差进行优化设计,评估每一级简化模拟带来的误差。以结构有限元数值仿真为基础,提出了多铰支接头位移+主动载荷混合边界模拟,分离面加载假件刚度解耦设计与优化,桁架式机翼载荷优化设计及载荷施加等试验技术,使部段试验设计精度达到较高水平。

关键词：部段试验分级解耦边界模拟位移+主动载荷混合模拟刚度解耦

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典型服役热环境下舵面结构动力学特性试验技术

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科学技术与工程 2024年第24期24卷 10545-10551页

作者：何石田敏白春玉中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室西安710065

高超声速飞行器高速飞行过程会遭受严重的气动力叠加热载荷的复杂载荷联合作用,尤其是舵面结构,其在复杂载荷下的结构动力学特性是影响装备服役安全及可靠飞行的关键因素,通过试验进行验证和评估是一种有效的研究手段。舵面结构典型服... 详细信息

高超声速飞行器高速飞行过程会遭受严重的气动力叠加热载荷的复杂载荷联合作用,尤其是舵面结构,其在复杂载荷下的结构动力学特性是影响装备服役安全及可靠飞行的关键因素,通过试验进行验证和评估是一种有效的研究手段。舵面结构典型服役工况下表面温度高,迎风面与背风面气动热温差往往达到数百摄氏度,需要在试验中进行精确模拟。以C/SiC舵面结构为研究对象,设计并搭建了瞬态热环境下结构动力学特性试验系统,构建了一种加载温度高、迎风面与背风面温差大的典型服役热载荷环境,开展了舵面结构在该环境下的动力学特性试验研究,获取了结构的动力学特性变化规律。研究成果为典型服役热环境对现代高超声速飞行器舵面结构的动力学特性影响研究提供了重要验证手段。

关键词：高超声速飞行器典型服役热环境舵面结构动力学特性

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2.5D-C/C复合材料压缩试样构型及损伤失效试验研究

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复合材料科学与工程 2023年第9期 48-54页

作者：蒙怡杨胜春刘小川杨海龙宋贵宾中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室西安710065

为探究2.5D-C/C复合材料在常温压缩载荷下的损伤过程,通过试验方法比较了不同压缩构型下的试验结果与失效模式,同时利用声发射(AE)技术实现损伤在线监测,采用改进的K-均值聚类算法对AE信号进行模式识别,结合聚类后的AE信号随时间变化的... 详细信息

为探究2.5D-C/C复合材料在常温压缩载荷下的损伤过程,通过试验方法比较了不同压缩构型下的试验结果与失效模式,同时利用声发射(AE)技术实现损伤在线监测,采用改进的K-均值聚类算法对AE信号进行模式识别,结合聚类后的AE信号随时间变化的统计分析与扫描电子显微镜(SEM)微观表征,发现2.5D-C/C复合材料压缩过程损伤模式包含基体开裂与裂纹扩展、界面脱黏以及纤维弯曲断裂,并将损伤模式与AE信号相匹配,描述了材料的压缩损伤演化进程。

关键词： C/C复合材料声发射 K-均值聚类模式识别损伤模式

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