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含冲击损伤复合材料层压板压缩破坏机制试验研究

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复合材料学报 2012年第3期29卷 197-202页

作者：杨宇孙侠生杨胜春沈真柴亚南西北工业大学航空学院西安710072 中国飞机强度研究所西安710065

为了研究含冲击损伤复合材料层压板的压缩破坏机制,通过前后表面超声C扫描获得分层损伤在层压板内的分布情况,使用应变片获取层压板两面的应变场,采用声发射观察层压板压缩破坏过程。研究发现:冲击分层损伤在厚度方向上的非对称分布引... 详细信息

为了研究含冲击损伤复合材料层压板的压缩破坏机制,通过前后表面超声C扫描获得分层损伤在层压板内的分布情况,使用应变片获取层压板两面的应变场,采用声发射观察层压板压缩破坏过程。研究发现:冲击分层损伤在厚度方向上的非对称分布引起层压板内部出现严重的应力集中,致使纤维断裂并最终导致层压板整体破坏;导致含冲击损伤层压板压缩破坏的主要原因为纤维断裂而非分层扩展。

关键词：冲击损伤破坏机制分层开裂纤维断裂无损检测

复合材料波纹板刚度工程计算方法及其在结构分析中的应用

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航空学报 2008年第6期29卷 1570-1575页

作者：吴存利段世慧孙侠生中国飞机强度研究所陕西西安710065

将复合材料层合板理论拓展到复合材料波纹层合板,得到了其拉伸、耦合和弯曲刚度的解析表达式。其次,阐述了将波纹板刚度输入到MSC/NASTRAN材料卡中的技巧,以及如何对含波纹板结构进行有限元建模分析。最后,将波纹板的刚度计算方法及建... 详细信息

将复合材料层合板理论拓展到复合材料波纹层合板,得到了其拉伸、耦合和弯曲刚度的解析表达式。其次,阐述了将波纹板刚度输入到MSC/NASTRAN材料卡中的技巧,以及如何对含波纹板结构进行有限元建模分析。最后,将波纹板的刚度计算方法及建模方法应用于对某型号的中厚蒙皮复合材料多墙结构翼盒静强度计算,得到了结构测点处的位移和应变计算值。同传统的有限元分析结果比较表明,采用本文分析方法得到的计算结果更接近于试验实测值:在纯弯工况中,位移和应变计算值相对误差的平均值从9.1%和17.4%分别下降到5.2%和4.1%;在弯扭工况中,相对误差的平均值从10.5%和18.3%分别下降到6.0%和5.7%。

关键词：复合材料波纹板结构刚度结构强度有限元建模

复合材料帽型加筋壁板的失效机制分析与改进设计

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复合材料学报 2017年第11期34卷 2479-2486页

作者：张国凡孙侠生吴存利西北工业大学航空学院西安710072 中国飞机强度研究所西安710065

为了准确预测复合材料帽型加筋壁板的后屈曲承载能力,针对压缩载荷下筋条端头斜削的复合材料帽型加筋壁板结构的失效机制及失效载荷进行了研究。首先利用物理试验,研究了端头斜削的复合材料帽型加筋壁板失效过程,然后构建了考虑蒙皮/缘... 详细信息

为了准确预测复合材料帽型加筋壁板的后屈曲承载能力,针对压缩载荷下筋条端头斜削的复合材料帽型加筋壁板结构的失效机制及失效载荷进行了研究。首先利用物理试验,研究了端头斜削的复合材料帽型加筋壁板失效过程,然后构建了考虑蒙皮/缘条胶接界面以及复合材料层板失效的非线性损伤分析模型,详细地研究了损伤起始、扩展和失效的全过程。在此基础上,提出了包覆层对蒙皮/缘条界面进行增强的设计方案,并基于数值仿真和试验研究了包覆层对复合材料帽型壁板的破坏模式和承载能力的影响。数值分析和试验结果表明,包覆层设计能够明显提高结构的屈曲载荷和后屈曲承载能力,分析结果与试验值吻合良好,且预测的破坏模式也与试验结果一致。

关键词：复合材料加筋壁板帽型筋条包覆层破坏试验后屈曲

民机机身段和舱内设施坠撞试验及结构适坠性评估

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航空学报 2013年第9期34卷 2130-2140页

作者：刘小川郭军孙侠生牟让科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

为研究典型民机机身段和内部设施的适坠性,设计并制造了7个框距的全尺寸机身段结构,安装了典型的舱内设施,包括3排航空座椅和2套行李架,建立了机身段结构和舱内设施的撞击有限元模型,通过预试验分析,确定乘员可生存的垂直坠撞速度为7m/... 详细信息

为研究典型民机机身段和内部设施的适坠性,设计并制造了7个框距的全尺寸机身段结构,安装了典型的舱内设施,包括3排航空座椅和2套行李架,建立了机身段结构和舱内设施的撞击有限元模型,通过预试验分析,确定乘员可生存的垂直坠撞速度为7m/s。坠撞试验中,撞击平台材料为木质,撞击平台下方放置了12个载荷传感器,乘员由15个假人模拟,其中4个假人安装了传感器,行李用配重替代。撞击载荷、结构和假人的加速响应由动态数据采集设备(DAS)测量,并与图像测量同步,给出了数据处理方法和典型的结构、假人响应曲线。通过对撞击过程中机身段结构的能量吸收过程和机理进行分析,提出了3条提高机身结构适坠性的设计思路。根据适航条例对结构适坠性的要求和人体伤害指标,提出了综合适坠性评估指数(ICI)的概念,可对民机结构适坠性进行量化评估,并根据该评估方法和试验结果,对典型机身段的结构适坠性进行了评估。评估结果表明,在给定的坠撞环境下,机身段结构的适坠性满足适航规章的要求。

关键词：民机机身段适坠性坠撞试验适坠性评估

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基于可靠性约束的结构优化设计技术研究

计算力学学报 2003年第5期20卷 606-610页

作者：刘钢孙侠生中国飞机强度研究所陕西西安710065

建立结构重量最小化、可靠度为约束的优化模型。将结构近似为串联可靠度模型 ,每个元件作为一失效单元 ;由应力状况建立元件的失效函数 ,采用一次二阶矩法求解元件的可靠性指标 ;用元件失效概率的和来表示结构失效概率 ;将结构失效概率... 详细信息

建立结构重量最小化、可靠度为约束的优化模型。将结构近似为串联可靠度模型 ,每个元件作为一失效单元 ;由应力状况建立元件的失效函数 ,采用一次二阶矩法求解元件的可靠性指标 ;用元件失效概率的和来表示结构失效概率 ;将结构失效概率的允许值平分给元件 ,建立设计变量的显示迭代式 ,并用满可靠度法进行修正 ,获得最终设计结果。在开展结构静强度优化设计的同时 ,对元件在线弹性范围内的屈曲可靠性优化设计问题做了初步的研究。桁架结构和机翼盒段结构的可靠性优化结果表明 ,与现有方法相比 ,本文提出的方法在具有较高精度的同时。

关键词：可靠性约束结构优化结构设计一次二阶矩结构失效概率屈曲串联可靠度模型航空器

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国外航空疲劳研究现状及展望

航空学报 2021年第5期42卷 40-65页

作者：孙侠生苏少普孙汉斌董登科中国航空研究院北京100029 中国飞机强度研究所西安710065

航空疲劳问题是影响在研/在役飞机性能的关键因素之一。以航空疲劳事故为线索,本文论述了航空结构强度设计理念的变革历程以及相应各时期的航空疲劳发展现状,并围绕21世纪以来国际航空疲劳界的关注热点,从结构长寿命设计、疲劳分析方法... 详细信息

航空疲劳问题是影响在研/在役飞机性能的关键因素之一。以航空疲劳事故为线索,本文论述了航空结构强度设计理念的变革历程以及相应各时期的航空疲劳发展现状,并围绕21世纪以来国际航空疲劳界的关注热点,从结构长寿命设计、疲劳分析方法及工具、全尺寸结构疲劳试验技术、结构健康监测技术、老龄飞机延寿技术等五个方面阐述了航空疲劳工程领域的重大研究进展及方向。考虑目前航空疲劳工程中的问题及未来航空器的发展方向,从航空疲劳评定基础问题、长寿命设计应用问题、试验评估及数字化新技术等方面指出航空疲劳研究所面临的挑战,以满足现代飞机长寿命、轻质和高可靠性设计要求,为航空疲劳未来发展提供技术参考。

关键词：航空疲劳结构完整性长寿命设计疲劳分析方法全尺寸结构疲劳试验

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农林飞机简化框体模型坠撞仿真及优化

机械强度 2008年第3期30卷 396-399页

作者：苟仲秋孙侠生宋笔锋西北工业大学航空学院西安710072 中国飞机强度研究所西安710065

适坠性研究近年来得到各航空大国的重视,具有良好适坠性的飞机结构设计能大大改善飞机的坠撞性能。文中简介某农林飞机前机身结构的简化框体模型及在落震试验台的适坠性试验结果,利用LS-DYNA3D对其动力学特性进行评估,表明现有的商用有... 详细信息

适坠性研究近年来得到各航空大国的重视,具有良好适坠性的飞机结构设计能大大改善飞机的坠撞性能。文中简介某农林飞机前机身结构的简化框体模型及在落震试验台的适坠性试验结果,利用LS-DYNA3D对其动力学特性进行评估,表明现有的商用有限元软件可以用于适坠性研究。采用遗传算法结合经试验验证的显式有限元分析模型进行框体耐撞性优化设计,采用部分复合材料取代框体钢管件,可控制坠撞破坏模式,有效地改进该农林飞机的坠撞特性。

关键词：适坠性吸能遗传算法结构优化

远程民机变弯度机翼后缘外形变形矩阵气动设计

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航空学报 2023年第7期44卷 87-102页

作者：李春鹏钱战森孙侠生中国航空工业空气动力研究院、高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室沈阳110034 中国航空研究院北京100012

针对远程民机变弯度机翼后缘外形设计问题,从变形矩阵构建角度开展气动优化设计研究。参考指关节变形结构特点确定后缘变形外形参数化方法,基于代理优化算法,结合变形关联约束搭建了后缘外形变形矩阵气动优化设计流程,完成了以升力阶梯... 详细信息

针对远程民机变弯度机翼后缘外形设计问题,从变形矩阵构建角度开展气动优化设计研究。参考指关节变形结构特点确定后缘变形外形参数化方法,基于代理优化算法,结合变形关联约束搭建了后缘外形变形矩阵气动优化设计流程,完成了以升力阶梯变化为特征的巡航任务剖面变形矩阵和由抖振点和阻力发散点构成的非巡航任务剖面变形矩阵的气动优化设计。研究表明,在巡航任务剖面,后缘变形减阻收益随着设计点升力相对基准点变化量的增加而增大,且高升力时的减阻量约为低升力的7~8倍。后缘变形减阻关键在于调整主翼压力分布,对变弯控制剖面偏度不敏感,考虑变形关联约束不会明显降低减阻收益,存在变弯控制剖面偏转规律相同、偏度与升力线性对应,且减阻收益明显的阶梯变形矩阵。在非巡航任务剖面,后缘变形同样具有明显的规律性,可有效降低抖振点的激波强度,但无法有效改善阻力发散。

关键词：远程民机变弯度机翼后缘外形变形矩阵气动设计代理优化

高速飞行器翼面结构热振动试验的TARMA模型方法

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航空学报 2015年第7期36卷 2225-2235页

作者：刘浩李晓东杨文岐孙侠生西北工业大学航空学院西安710072

高速飞行器翼面结构的热振动试验研究对这类飞行器的设计和安全飞行具有重要的意义。采用时变自回归滑动平均(TARMA)模型方法建立了受热时变结构系统模态频率辨识的数学模型,并用一个数值算例进行了验证。将地面振动测试系统与瞬态热环... 详细信息

高速飞行器翼面结构的热振动试验研究对这类飞行器的设计和安全飞行具有重要的意义。采用时变自回归滑动平均(TARMA)模型方法建立了受热时变结构系统模态频率辨识的数学模型,并用一个数值算例进行了验证。将地面振动测试系统与瞬态热环境模拟系统相结合,设计了翼面结构热振动试验系统并模拟结构的瞬态温度场,同时对纯随机激振力激励下受热时变结构系统的振动位移信号进行测量,并用TARMA模型对时变固有频率进行了辨识,获得了前4阶固有频率随加热时间的变化规律,并将辨识结果与数值计算结果进行了比较,两者误差在5%以内。另外,在稳态均匀热环境下辨识得到的结构系统固有频率变化与数值计算结果也吻合得很好。通过将均匀温度场与瞬态温度场下的结果进行对比分析,指出了瞬态热环境下时变结构的固有频率随加热时间变化的趋势主要由结构材料属性的退化和结构内部不均匀热应力的影响共同决定。

关键词：高速飞行器气动加热翼面结构热模态试验 TARMA模型方法