检索结果-内蒙古大学图书馆

爆炸与冲击 2025年

作者：曹苗张春阳刘宗兴赵振强刘军李玉龙西北工业大学航空学院强度与结构完整性全国重点实验室

航空发动机机匣包容性问题非常复杂，涉及大变形、材料粘塑性及结构非线性动态响应等。针对某型发动机风扇机匣包容性评估需求，提出一种结合打靶试验和有限元分析评估机匣包容能力的方法。采用叶片型弹体冲击半环模拟机匣以获取钛合金... 详细信息

航空发动机机匣包容性问题非常复杂，涉及大变形、材料粘塑性及结构非线性动态响应等。针对某型发动机风扇机匣包容性评估需求，提出一种结合打靶试验和有限元分析评估机匣包容能力的方法。采用叶片型弹体冲击半环模拟机匣以获取钛合金机匣的冲击损伤基本特性，并基于接触-碰撞显式动力学分析软件建立相应的数值仿真模型，对比弹体剩余速度、靶板径向变形量以及结构损伤形貌的数值仿真结果与试验测试结果，二者良好的一致性表明本文数值仿真方法的准确性。最后采用验证过的数值仿真方法建立真实断裂叶片撞击风扇机匣的计算模型，研究断叶转速及断叶尺寸对机匣包容性的影响。结果表明，旋转状态下风扇机匣的包容能力大于打靶试验中机匣所能承受的叶片冲击能量，工程设计中打靶试验可按照真实机匣临界包容速度的0.76倍进行穿透阈值设计；同时建立了机匣包容能力表征参量与断叶转速、尺寸的关联模型，发现机匣塑性变形能与叶片丢失转速呈四次方关系，与断叶尺寸呈平方关系；且随着断叶尺寸的增大，机匣临界包容转速呈指数倍下降。

关键词：航空发动机钛合金机匣打靶试验接触-碰撞动力学包容过程

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布立冈型螺旋纤维仿生复合材料动静态力学行为

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兵工学报 2025年第2期46卷 254-264页

作者：杨帆秦子尚李达诚胡兆财解维华孟松鹤哈尔滨工业大学航天学院黑龙江哈尔滨150001 强度与结构完整性全国重点实验室陕西西安710065 智元实验室杭州310000 北京宇航系统工程研究所北京100076

节肢动物外骨骼中发现的布立冈结构已被证实是提升其动态力学性能的关键。借助结构仿生概念开展纤维增强复合材料微结构设计有望为高性能航天材料提供创新解决途径与思路。通过制备不同构型的层合板材料,借助霍普金森压杆、力学试验机... 详细信息

节肢动物外骨骼中发现的布立冈结构已被证实是提升其动态力学性能的关键。借助结构仿生概念开展纤维增强复合材料微结构设计有望为高性能航天材料提供创新解决途径与思路。通过制备不同构型的层合板材料,借助霍普金森压杆、力学试验机等试验技术对比研究了布立冈型仿生材料与准各向同性铺层材料的动静态力学行为。试验结果表明:随着应变率的提高(≮1850 s^(-1)),小螺旋角能够将其韧性提升至少17.4%;准静态压缩下其能量吸收能力达到21.25 J/g,相比准各向同性构型提升至少42.4%,这些都可以归因于布立冈构型试样所展出的塑性强化能力。落锤冲击仿真与试验结果进一步表明,仿生构型能够获得极佳的能量耗散与冲击防护特性。

关键词：仿生复合材料布立冈结构霍普金森压杆试验结构仿生力学性能

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划痕缺陷对30Ni4CrMoA试样疲劳寿命影响的试验与理论模型

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航空学报 2025年第3期46卷 281-295页

作者：张梦伟胡伟平徐海斌马占齐詹志新孟庆春北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 强度与结构完整性全国重点实验室北京100191 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司哈尔滨150066

制备了30Ni4CrMoA高强度结构钢的光滑试样以及不同划痕深度缺陷的试验件,并对这些试验件进行了疲劳试验测试,获得了含不同深度划痕缺陷和不同应力水平下试验件的疲劳寿命。基于连续损伤力学理论,在原有高周疲劳损伤演化方程的基础上,根... 详细信息

制备了30Ni4CrMoA高强度结构钢的光滑试样以及不同划痕深度缺陷的试验件,并对这些试验件进行了疲劳试验测试,获得了含不同深度划痕缺陷和不同应力水平下试验件的疲劳寿命。基于连续损伤力学理论,在原有高周疲劳损伤演化方程的基础上,根据划痕根部最大应力分析与划痕深度的关系,以及试样疲劳寿命随划痕深度和应力水平的变化规律,提出了一种综合考虑划痕深度和应力水平影响的划痕影响系数表达式,建立了一种新的考虑划痕影响的等效疲劳损伤演化方程。基于该方程,无需建立划痕的有限元模型,直接采用闭合解法根据积分形式的疲劳寿命表达式即可对含划痕的30Ni4CrMoA试样进行疲劳寿命预估,理论预测结果与试验结果吻合很好,验证了所提方法的有效性和适用性。最后,还讨论了划痕影响系数与缺口疲劳系数的关系,以及划痕根部应力梯度的影响。

关键词：划痕缺陷疲劳寿命预估 30Ni4CrMoA高强度结构钢连续损伤力学

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力学性能可调的可逆装配力学超材料性能表征

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机械强度 2025年第1期47卷 92-106页

作者：吴琪杨宇芦奕菲鲍盘盘王志刚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 北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191

点阵结构因其高比强度和比刚度成为航空、航天、汽车等领域的研究热点。增材制造技术的发展使得具有复杂几何外形和特殊力学性能的力学超材料点阵结构的加工成为可能。但传统增材制造工艺难以协调此类结构在成本、几何尺寸和精度之间的... 详细信息

点阵结构因其高比强度和比刚度成为航空、航天、汽车等领域的研究热点。增材制造技术的发展使得具有复杂几何外形和特殊力学性能的力学超材料点阵结构的加工成为可能。但传统增材制造工艺难以协调此类结构在成本、几何尺寸和精度之间的矛盾。鉴于此,提出了一种可逆装配的力学超材料结构概念及基础体素结构的连接方法,可有效克服制造装备的尺寸限制,并可以通过不同排列组合构建力学性能丰富的宏观点阵结构。针对可逆装配的基础体素型式,通过参数化建模的方法分析了体素几何特征、相对密度和体素数目等参数对其力学性能的影响,并与实验结果进行了对比。结果表明,所提出的3种基础体素刚性差异较大,泊松比覆盖了由负到正的范围。因此,使用这3种基础体素的不同组合方式可以产生不同力学性能分布的宏观结构,从而证明了采用这3种体素作为可逆装配结构基本体素的合理性。此外,所给出的几何尺寸与力学性能之间的数学关系可为此类力学超材料的工程应用提供指导。

关键词：可逆装配力学超材料参数化建模点阵结构性能表征

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全尺寸飞机结构疲劳试验数字孪生技术思考与探索

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航空科学技术 2025年第1期36卷 46-55页

作者：张海英陈先民董登科中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室

全尺寸结构疲劳试验是飞机模型研制验证的重要手段，其较长的周期制约了模型的验证反馈和服役使用，而数字孪生技术的引入有望变革试验模式，助力试验提质增效。结合国内全尺寸结构疲劳试验特点和现状，本文提出了疲劳试验数字孪生的内... 详细信息

全尺寸结构疲劳试验是飞机模型研制验证的重要手段，其较长的周期制约了模型的验证反馈和服役使用，而数字孪生技术的引入有望变革试验模式，助力试验提质增效。结合国内全尺寸结构疲劳试验特点和现状，本文提出了疲劳试验数字孪生的内涵和总体框架，介绍了数字孪生在试验全周期的应用场景，识别并分析了全周期数据获取与管理、多环节结构分析、及时准确的试验测量与监测、多重不确定因素量化更新、沉浸感可视化与交互等关键技术，结合机身段疲劳试验实例介绍了初步的探索工作，为疲劳试验数字孪生技术的发展指明方向。

关键词：数字孪生疲劳试验疲劳断裂贝叶斯更新

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业务信息化背景下企业电子档案单套制模式分析及策略研究

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办公室业务 2025年第3期 25-27页

作者：甘韶琪中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室

文章从电子档案单套制的可行性出发,结合我国规范标准、政策引导和企业业务办公信息化情况,分析可以应用的电子档案单套制模式,即遵循单套制原则,坚持电子档案来源可靠、程序规范、要素合规,保证电子档案技术工具规范、工作流程规范、... 详细信息

文章从电子档案单套制的可行性出发,结合我国规范标准、政策引导和企业业务办公信息化情况,分析可以应用的电子档案单套制模式,即遵循单套制原则,坚持电子档案来源可靠、程序规范、要素合规,保证电子档案技术工具规范、工作流程规范、制度标准规范,最后提出电子档案单套制管理的优化策略,旨在为我国企事业单位提供电子档案单套制管理的思路和方案。

关键词：电子档案单套制企业档案信息化

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基于压电导波的复合材料帽型加筋壁板损伤监测

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无损检测 2025年第1期47卷 27-32页

作者：王霞光刘国强王莉任一鹏黎玮安雨晴中国飞机强度研究所西安710065 强度与结构完整性全国重点实验室西安710065

通过分析复合材料帽型加筋壁板的损伤特点,将压电导波监测技术引入帽型加筋壁板的损伤监测中。首先,对导波在帽型加筋结构中的传播机理进行了有限元仿真,结果显示,导波在帽型加筋中的传播会随着结构形式,呈现先分离后汇合的复杂特点。然... 详细信息

通过分析复合材料帽型加筋壁板的损伤特点,将压电导波监测技术引入帽型加筋壁板的损伤监测中。首先,对导波在帽型加筋结构中的传播机理进行了有限元仿真,结果显示,导波在帽型加筋中的传播会随着结构形式,呈现先分离后汇合的复杂特点。然后,引入以能量和相关性为衡量标准的两种损伤指数算法对导波信号进行量化。最后,将压电导波技术结合两种损伤指数算法应用到复合材料帽型加筋壁板的疲劳试验中。试验结果显示,分层损伤扩展会导致导波信号出现明显的变化,通过两种损伤指数算法可以识别出帽型加筋上的分层损伤扩展。尽管帽型加筋会增加导波传播的复杂性,压电导波监测技术对复合材料帽型加筋壁板的筋条损伤监测仍然是有效的。

关键词：复合材料帽型加筋压电导波损伤指数结构健康监测

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基于积木式方法的飞机结构抗鸟撞设计

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航空学报 2025年第5期46卷 372-394页

作者：索涛李玉龙西北工业大学航空学院西安710072 西北工业大学极端力学研究院西安710072 飞行器基础布局全国重点实验室西安710072 冲击动力学及其工程应用科技部国际联合研究中心西安710072 西北工业大学民航学院西安710072 强度与结构完整性全国重点实验室西安710072

在航空航天领域,飞行器在服役过程中难免遭受飞鸟的撞击,直接威胁着飞行安全,严重时甚至造成机毁人亡的灾难性事故。飞行器结构抗鸟撞设计时,冲击动力学问题的复杂性导致必须把设计、分析、数值仿真和试验验证有机结合起来。受结构材料... 详细信息

在航空航天领域,飞行器在服役过程中难免遭受飞鸟的撞击,直接威胁着飞行安全,严重时甚至造成机毁人亡的灾难性事故。飞行器结构抗鸟撞设计时,冲击动力学问题的复杂性导致必须把设计、分析、数值仿真和试验验证有机结合起来。受结构材料动态性能及本构参数匮乏、试验方法及仪器装备能力不足等问题的制约,结构抗鸟撞设计周期长、效率低。近年来,西北工业大学冲击动力学研究团队围绕飞机结构抗鸟撞设计,基于积木式设计方法,在结构材料和鸟体动态性能及本构参数确定、连接结构动态失效行为、新概念抗鸟撞结构设计等方面开展了系列创新研究工作,并在国家重点型号飞机结构的抗鸟撞设计中得到了应用。

关键词：抗鸟撞设计积木式方法撞击能量疏导适航材料动态本构及失效连接动态行为

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复杂支承边界梁结构振动特性分析方法与应用

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强度与环境 2025年第1期52卷 9-16页

作者：田瑞韩涛常亮聂小华中国飞机强度研究所西安710065 强度与结构完整性全国重点实验室西安710065

研究了基于微分变换法(DTM)求解典型梁、复杂弹性边界梁及跨中含附加弹性支承梁结构固有频率和振型的问题,详细推导了多种不同支承类型梁结构固有频率的计算方程,并分别采用微分变换法和理论方法计算了四种典型支承边界梁结构的固有频... 详细信息

研究了基于微分变换法(DTM)求解典型梁、复杂弹性边界梁及跨中含附加弹性支承梁结构固有频率和振型的问题,详细推导了多种不同支承类型梁结构固有频率的计算方程,并分别采用微分变换法和理论方法计算了四种典型支承边界梁结构的固有频率和振型,验证了DTM方法的计算精度。同时,结合具体算例研究了边界支承刚度、跨中附加弹性支承刚度及位置对梁结构固有频率的影响规律。研究表明:采用DTM求解梁结构自由振动微分方程不仅计算简便、精度高,而且还具有广泛地适用性,尤其在复杂弹性边界和跨中含附加弹性支承梁结构固有频率和振型求解问题上具有明显的优势。

关键词：微分变换法梁结构固有频率和振型弹性边界附加弹性支承

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民机机身框段和全机坠撞响应的对比研究

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航空学报 2025年

作者：惠旭龙刘小川白春玉韩鹤朝张欣玥李肖成薛璞牟让科杨先锋中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室结构冲击动力学航空科技重点实验室陕西省飞行器振动冲击与噪声重点实验室西北工业大学航空学院北京航空航天大学航空科学与工程学院

飞机的坠撞性能是其结构安全性设计和评价的关注焦点，而机身框段与全机结构坠撞响应的关系是一直未厘清的问题之一。本文首先以典型民机全机和含舱门机身框段为对象，开展垂直坠撞实验研究，对实验结果进行对比分析。然后建立典型民机... 详细信息

飞机的坠撞性能是其结构安全性设计和评价的关注焦点，而机身框段与全机结构坠撞响应的关系是一直未厘清的问题之一。本文首先以典型民机全机和含舱门机身框段为对象，开展垂直坠撞实验研究，对实验结果进行对比分析。然后建立典型民机全机坠撞动力学模型，基于全机坠撞实验数据对模型进行验证。进一步通过模型剪裁方法获得含舱门机身框段、前机身等直段以及后机身等直段坠撞动力学模型，开展实验工况下的仿真分析，并基于仿真计算结果探讨不同机身框段坠撞响应与全机坠撞响应之间的差异性。结果表明：建立的全机坠撞动力学模型具有较高的预测精度，机体动响应和损伤预测结果与实验结果一致性较好，机身框段模型的剪裁方法准确；含舱门机身框段和后机身等直段的地板下部结构变形、地板加速度均小于全机结构，加速度峰值最大偏差达13.6%，破坏模式也相差较大。而前机身等直段的地板下部结构变形大于全机结构，但地板加速度仍小于全机结构，加速度峰值最大偏差达17.2%，揭示了全机与机身框段实验件的边界条件和能量输入差异是造成坠撞响应存在较大区别的本质原因；在飞机适坠性验证和评估中，针对不同的验证目标要采用不同的验证方法和对象，采用全机结构进行适坠性验证最为真实，采用框段结构可对坠撞仿真模型进行验证，可以支撑基于仿真分析的飞机适坠性评估；此外，含舱门机身段和后机身等直段在坠撞过程中受飞机机头和尾部收缩段的影响较大，不宣作为飞机适坠性的验证对象。采用前机身等直段作为飞机适坠性验证对象时，需要对实验件的端框进行加强，尽可能模拟实际的边界刚度条件。

关键词：冲击动力学民用飞机全机坠撞框段坠撞坠撞响应对比分析

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