检索结果-内蒙古大学图书馆

航空工程进展 2024年第5期15卷 114-119,134页

作者：陈浩宇王彬文宋巧治李晓东中国飞机强度研究所航空声学与振动航空科技重点实验室西安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西安710065

地面振动试验是飞机型号研制与强度验证中的重要环节,在试验设计阶段一个合理的激振方案能够显著缩短后续试验周期,提升模态辨识精度。基于飞机有限元模型采用QR分解对激振位置进行考虑试验目标的全局规划,进而引入模态参与对激振点布... 详细信息

地面振动试验是飞机型号研制与强度验证中的重要环节,在试验设计阶段一个合理的激振方案能够显著缩短后续试验周期,提升模态辨识精度。基于飞机有限元模型采用QR分解对激振位置进行考虑试验目标的全局规划,进而引入模态参与对激振点布置方案的激振效率进行定量评估,同时针对密集模态测试问题,采用多变量模态指示函数对激励力矢量进行优化,并将上述方法应用于小型通用飞机地面振动试验中,验证优化后激振位置规划方案及密集模态识别方法的工程应用效果。结果表明:本文采用的激振方案优化方法能够显著提升试验效率,降低了密集模态辨识难度,具有较高的工程应用价值。

关键词：地面振动试验激振力矢量 QR分解模态参与模态识别

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含缺陷变刚度层合板屈曲性能的数值分析方法

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航空学报 2023年第24期44卷 200-211页

作者：黄艳王喆陈普会南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室南京210016 北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083 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

为研究间隙与重叠缺陷对变刚度层合板屈曲性能的影响,首先采用缺陷占比表征局部区域内材料含缺陷的程度,基于代表性体积单元(RVE)提出了含缺陷材料的简化模型,建立了含缺陷材料性能的计算方法。其次采用二值图像法对有限元模型中的单元... 详细信息

为研究间隙与重叠缺陷对变刚度层合板屈曲性能的影响,首先采用缺陷占比表征局部区域内材料含缺陷的程度,基于代表性体积单元(RVE)提出了含缺陷材料的简化模型,建立了含缺陷材料性能的计算方法。其次采用二值图像法对有限元模型中的单元进行了缺陷定位与占比识别,结合提出的性能计算方法赋予不同单元不同的材料性能。最终通过该有限元模型计算了含缺陷层合板的屈曲性能,与试验结果的对比表明本文方法得到的屈曲性能与试验结果吻合良好,预测结果的误差在7%以内,验证了本文方法的有效性。同时本文方法的预测精度受网格尺寸影响较小,能有效降低计算成本。

关键词：变刚度层合板制造缺陷代表性体积单元(RVE) 缺陷占比屈曲

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爆炸冲击波作用下铝合金加筋壁板动态响应

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科学技术与工程 2024年第35期24卷 14921-14929页

作者：周佳煜王彬文张宇李达诚郭玉佩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 中国飞机强度研究所结构冲击动力学航空科技重点实验室西安710065

为研究爆炸冲击作用下加筋壁板上筋条数量与排列方式对平板抗毁伤能力的影响,在筋条形式相同的前提下,建立了8种不同筋条数量和排布形式的加筋壁板模型。利用有限元分析软件LS-DYNA,通过基于试验验证的仿真分析模型,对爆炸冲击下加筋壁... 详细信息

为研究爆炸冲击作用下加筋壁板上筋条数量与排列方式对平板抗毁伤能力的影响,在筋条形式相同的前提下,建立了8种不同筋条数量和排布形式的加筋壁板模型。利用有限元分析软件LS-DYNA,通过基于试验验证的仿真分析模型,对爆炸冲击下加筋壁板的结构响应进行了仿真分析研究。结果表明:附加筋条对结构在爆炸冲击波作用下的变形挠度峰值影响不显著,但通过合理的设计可使结构残余挠度较普通平板降低30%以上;结构的变形挠度不仅与结构设计有关,也与冲击波正入射的位置有关;总结并拟合了结构中心处,位移随板格上筋条的间距改变而变化的公式,为防护结构的工程设计提供参考。

关键词：加筋壁板爆炸冲击波动态响应数值模拟

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缺口悬臂梁振动疲劳裂纹扩展行为研究

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航空工程进展 2024年第5期15卷 97-105页

作者：张博瑞白春玉李凯翔宋巧治马玉娥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 西北工业大学航空学院西安710072

航空飞行器在服役过程中会经受大量复杂的随机振动载荷,其结构易发生振动疲劳进而导致损伤甚至失效,造成严重损失。以铝合金悬臂梁结构件为对象,开展振动疲劳试验与理论分析,研究随机振动载荷下含裂纹梁的应力强度因子求解方法,提出一... 详细信息

航空飞行器在服役过程中会经受大量复杂的随机振动载荷,其结构易发生振动疲劳进而导致损伤甚至失效,造成严重损失。以铝合金悬臂梁结构件为对象,开展振动疲劳试验与理论分析,研究随机振动载荷下含裂纹梁的应力强度因子求解方法,提出一种基于Hudson理论的时域法,结合经典的Paris公式估算振动疲劳裂纹扩展寿命。结果表明:本文提出的基于Hudson理论的时域法的寿命预测结果优于试验对比估算结果,验证了该方法能够有效描述随机振动裂纹扩展行为。

关键词：随机振动裂纹扩展应力强度因子疲劳损伤寿命估算 Hudson理论

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基于彩色正交条纹的串扰与色差补偿方法

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光子学报 2024年第8期53卷 236-246页

作者：马凤倪育博孟召宗高楠杨泽青张国锋尹伟赵洪伟张宗华河北工业大学机械工程学院天津300401 西安交通大学机械工程学院西安710049 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

提出一种基于彩色正交条纹逐像素校正串扰及色差的方法。通过投影正交彩色条纹图,建立串扰系数与平均光强、背景光强的数学模型及不同光通道间的像素匹配关系,完成串扰的消除及通道间色差的校正。对提出的方法进行实验,结果表明所提方... 详细信息

提出一种基于彩色正交条纹逐像素校正串扰及色差的方法。通过投影正交彩色条纹图,建立串扰系数与平均光强、背景光强的数学模型及不同光通道间的像素匹配关系,完成串扰的消除及通道间色差的校正。对提出的方法进行实验,结果表明所提方法使得测量标准台阶的测量误差从未补偿时的0.647 mm降低为0.031 mm。与传统的串扰和色差补偿方法相比,本文所提方法的测量精度提高了0.014 mm,且所需采集的条纹图的数量减少为原来的一半,能够有效地提高条纹投影技术的测量效率及测量精度。

关键词：光学系统三维测量串扰色差误差补偿

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2D-SiC/SiC复合材料的弹丸冲击损伤及冲击后拉伸性能

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无机材料学报 2024年第5期39卷 494-500页

作者：李广宇岳一凡王波张程煜索涛李玉龙西北工业大学航空学院西安710072 陕西省冲击动力学及工程应用重点实验室西安710072 强度与结构完整性全国重点实验室西安710065 西北工业大学材料学院西安710072 西北工业大学民航学院西安710072

连续纤维增韧陶瓷基复合材料以其良好的高温性能而被广泛应用在航空发动机等高温部件处,但服役过程中容易受到异物碎片冲击,这受到了广泛关注。研究采用轻气炮对化学气相渗透(CVI)技术制备的2D-SiC/SiC试样进行弹丸冲击,利用高速摄像机... 详细信息

连续纤维增韧陶瓷基复合材料以其良好的高温性能而被广泛应用在航空发动机等高温部件处,但服役过程中容易受到异物碎片冲击,这受到了广泛关注。研究采用轻气炮对化学气相渗透(CVI)技术制备的2D-SiC/SiC试样进行弹丸冲击,利用高速摄像机记录冲击过程,使用光学显微镜和CT观察异物损伤(FOD)的表面和内部结构,探讨了2D-SiC/SiC复合材料的高速冲击损伤特性。结果表明,2D-SiC/SiC复合材料的高速冲击损伤形式包括锥形裂纹、层间分层、纤维断裂以及基体压溃等。通过表征损伤发现,试件背部损伤和边缘处分层损伤由反射拉伸波造成,随着冲击速度提升,弹丸与拉伸波共同作用会造成试件穿透,试件边缘分层损伤减弱。对高速冲击后的试件进行准静态拉伸试验,明确了剩余力学性能与冲击速度、弹丸直径的关系,表明剩余拉伸强度是表征冲击损伤程度的有效参数。同时,采用数字图像相关(DIC)方法获得拉伸过程中的应变分布,并结合不同弹丸直径、冲击速度冲击后的剩余拉伸强度,进一步对比探究不同变量对冲击损伤的影响。研究结果表明弹丸直径是高速冲击损伤程度的主要影响因素。

关键词：陶瓷基复合材料高速冲击异物损伤剩余拉伸强度数字图像相关技术

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飞机异常动载荷快速定位的深度神经网络方法

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振动工程学报 2024年第10期37卷 1651-1659页

作者：梁舒雅徐昕炜杨特王乐杨智春西北工业大学航空学院陕西西安710072 四川航天系统工程研究所四川成都610100 强度与结构完整性全国重点实验室陕西西安710072

飞机在服役中往往处于复杂多变的动载荷环境,动载荷定位是需首要解决的问题。本文针对飞机结构多种常见且易引起异常振动的动载荷定位需求,结合深度神经网络,建立了一种面向飞机结构的异常动载荷快速定位方法。采用长短期记忆(Long Shor... 详细信息

飞机在服役中往往处于复杂多变的动载荷环境,动载荷定位是需首要解决的问题。本文针对飞机结构多种常见且易引起异常振动的动载荷定位需求,结合深度神经网络,建立了一种面向飞机结构的异常动载荷快速定位方法。采用长短期记忆(Long Short-Term Memory,LSTM)神经网络构建可以精确描述结构所受动载荷的作用位置与振动响应间对应关系的逆向隐式函数模型,提出了基于LSTM神经网络分类模型的动载荷定位技术。建立了简化的全机结构有限元模型,对飞机在实际飞行中可能遇到的几个典型动载荷工况进行了模拟,准确完成了对动载荷的定位,并对所建立深度神经网络的抗噪性、鲁棒性进行了研究。仿真结果表明,所提方法对多种载荷工况下的动载荷位置可以进行准确识别,且在10 dB的测量噪声水平和2.8%的参数摄动下仍能保持较高的定位准确率。

关键词：动载荷定位深度神经网络 LSTM神经网络飞机结构反问题

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飞机结构螺栓连接细节疲劳断裂失效机制与寿命分析

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机械强度 2023年第6期45卷 1459-1464页

作者：樊俊铃张伟焦婷赵延广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 机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049 大连理工大学工业装备结构分析国家重点实验室大连116023

针对随机块谱作用下飞机典型螺栓连接接头的疲劳失效,利用显微观测技术分析宏观和微观断口形貌特征,揭示螺栓连接结构细节的失效模式和微观失效机制。结合连接结构细节的疲劳载荷谱和微观疲劳条带特征,基于Paris公式定量反推接头的疲劳... 详细信息

针对随机块谱作用下飞机典型螺栓连接接头的疲劳失效,利用显微观测技术分析宏观和微观断口形貌特征,揭示螺栓连接结构细节的失效模式和微观失效机制。结合连接结构细节的疲劳载荷谱和微观疲劳条带特征,基于Paris公式定量反推接头的疲劳裂纹扩展和萌生寿命,建立载荷循环数、飞行小时数与疲劳裂纹长度之间的演化规律。研究表明,螺栓接头的疲劳裂纹萌生于螺栓孔下部表面应力集中处,呈多源模式,断面包括裂纹源区、扩展区和瞬断区等典型疲劳特征;寿命反推表明,两段函数式能够合理表征全寿命周期内疲劳裂纹扩展长度与载荷循环次数和飞行时间之间的演化规律;疲劳裂纹扩展和萌生寿命分别为3147.7 h、615.4 h,连接接头的设计方案与工艺尚需改进以满足安全寿命设计要求。

关键词：螺栓连接接头疲劳失效随机块谱断口形貌失效分析

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基于自适应分数阶正位置反馈的垂尾振动主动控制

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兵工学报 2024年第8期45卷 2542-2553页

作者：张家旋李斌牛文超李凯翔西北工业大学航空学院陕西西安710072 强度与结构完整性全国重点实验室陕西西安710065 中国舰船研究设计中心湖北武汉430064 中国飞机强度研究所陕西西安710065

针对自适应正位置反馈(Adaptive Positive Position Feedback,APPF)控制器在控制效果与分数阶正位置反馈(Fractional Order Positive Position Feedback,FOPPF)控制器在针对摄动区间小的不足,提出一种分数阶APPF(Fractional Order Adaptive Positive Position Feedback,FOAPPF)控制器,使得控制器在控制效果提升的同时兼具强鲁棒性。基于不同参数对FOPPF控制器的影响,推导参数的最佳范围,将系统多个摄动模型的正弦扫频响应进行综合加权处理,并考虑系统远离共振频段的控制性能,构建附带约束条件的控制设计的目标函数。以粘有宏纤维复合材料(Macro Fiber Composites,MFC)的垂尾模型及其摄动模型为被控对象,设计相应的FOAPPF控制器。研究结果表明:相比FOPPF控制器,FOAPPF控制器闭环极点对参数摄动不敏感;相比APPF控制器,FOAPPF控制器的相频曲线在摄动频带内变化平缓,其控制效果受固有频率在线估计误差的影响更小;多种试验工况表明,FOAPPF控制器在不同摄动模型下均具有较好的控制效果,垂尾抖振响应均方根值至少降低了55%,且具有较好的鲁棒性,因此该控制器对垂尾结构的振动主动控制具有良好应用潜力。

关键词：正位置反馈固有频率在线估计摄动结构自适应控制分数阶控制

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典型民用飞机全机坠撞实验研究

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航空学报 2024年第5期45卷 377-397页

作者：刘小川惠旭龙张欣玥白春玉闫亚斌李肖成牟让科强度与结构完整性全国重点实验室西安710065 中国飞机强度研究所结构冲击动力学航空科技重点实验室西安710065 陕西省飞行器振动冲击与噪声重点实验室西安710065 西北工业大学航空学院西安710072 中航西飞民用飞机有限责任公司西安710089

民机全机坠撞实验是评价民用飞机适坠性的最直接手段,也是民机适坠性领域的世界性技术难题。提出全机坠撞实验高精度提升控制与高可靠投放方法,给出了结构响应、假人响应等关键物理量的测试方法,引入了分布式多目相机全场大变形连续测... 详细信息

民机全机坠撞实验是评价民用飞机适坠性的最直接手段,也是民机适坠性领域的世界性技术难题。提出全机坠撞实验高精度提升控制与高可靠投放方法,给出了结构响应、假人响应等关键物理量的测试方法,引入了分布式多目相机全场大变形连续测试方法。构建了全机坠撞动响应测试系统,使用统一时间基准触发,对坠撞后地面撞击载荷、结构加速度响应、假人响应以及飞机破坏变形进行了分析,获得了机体不同部位的响应分布规律;提出了修正的适坠性综合评估指数ICI。结果表明:全机坠撞实验测试数据完整可信,实验飞机在5.71 m/s垂直坠撞后,客舱地板下部结构变形严重,机翼的惯性效应导致中央翼区域机身上部结构产生明显变形;不同机身段的刚度差异造成该部位坠撞载荷和动响应的显著差异,刚度越大变形越小加速度响应越大;坠撞后乘员受载在安全范围内,客舱座椅结构完好,舱门可正常打开,乘员生存空间足够,乘员撤离通道畅通。实验飞机在给定状态下具有较好的适坠性,相比原始ICI指数,修正后的评估结果具有更好的工程适用性。

关键词：冲击动力学民用飞机全机坠撞全场测量结构吸能坠撞载荷适坠性评估

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