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航空飞行器结构强度物理试验技术成熟度评价方法

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航空学报 2024年

作者：邹鹏杨钧超陈向明刘小川中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室

针对目前国内外航空飞行器结构强度验证过程中所需的物理试验技术成熟度缺乏清晰、量化评价的问题，开展针对航空飞行器结构强度物理试验技术成熟度评价体系研究。构建了航空飞行器结构强度物理试验技术成熟度评价体系框架，定义了航空... 详细信息

针对目前国内外航空飞行器结构强度验证过程中所需的物理试验技术成熟度缺乏清晰、量化评价的问题，开展针对航空飞行器结构强度物理试验技术成熟度评价体系研究。构建了航空飞行器结构强度物理试验技术成熟度评价体系框架，定义了航空飞行器结构强度物理试验关键/体系技术内涵、成熟度等级划分方法/确定方式、等级条件/评估方法以及评价流程等，并分别列举了典型应用案例。本文提出的技术体系及评价方法适用于航空飞行器各类结构强度验证过程中物理试验的成熟度定量评价，为航空飞行器结构强度专业清晰掌握相关技术成熟度等级、规划未来发展方向提供方法支持。

关键词：航空飞行器结构强度物理试验技术成熟度评价体系

褶皱缺陷对复合材料拉伸性能的影响规律:试验及数值模型

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力学学报 2024年第6期56卷 1740-1751页

作者：凌圣博姚启王乐蓬梅杰吴振西北工业大学航空学院西安710072 强度和结构完整性全国重点实验室西安710065

复合材料层合板在制造过程中会不可避免地产生各类缺陷,纤维褶皱缺陷是最为常见的缺陷形式之一.为了探究褶皱缺陷对复合材料层合板纤维方向拉伸性能的影响,制备了不含褶皱缺陷的高强玻璃纤维复合材料试验件,以及4种含有纤维褶皱缺陷的... 详细信息

复合材料层合板在制造过程中会不可避免地产生各类缺陷,纤维褶皱缺陷是最为常见的缺陷形式之一.为了探究褶皱缺陷对复合材料层合板纤维方向拉伸性能的影响,制备了不含褶皱缺陷的高强玻璃纤维复合材料试验件,以及4种含有纤维褶皱缺陷的试验件.对制备的5组试验件进行了准静态拉伸试验,通过数字图像相关(DIC)技术测量了试验件的位移及应变.通过试验,研究了褶皱高宽比、褶皱角度对静强度及失效模式的影响.试验发现,含褶皱缺陷复合材料的静强度相比无缺陷复合材料降低40%以上,并且褶皱高宽比越大,或褶皱夹角越大,复合材料的静强度越低.与此同时,发现褶皱缺陷会显著改变复合材料的失效模式,使得原本单向纤维增强复合材料在纵向拉伸载荷作用下的炸裂失效变为纤维断裂失效和轻微的炸裂失效.此外,为了建立复合材料静强度与褶皱几何参数(高宽比和褶皱角度)之间的关系,使用多可信度机器学习算法构建了褶皱缺陷对复合材料静强度的影响模型,通过有限的试验数据预测了不同褶皱缺陷对复合材料静强度的影响规律.结果表明,构建的模型仅用极少的试验数据即可准确反应褶皱高宽比和褶皱角度对复合材料拉伸强度的影响,为研究含缺陷复合材料的力学性能提供了新方法.

关键词：复合材料层合板褶皱缺陷多可信度机器学习失效模式静强度

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混合边界矩形薄板静力问题解析研究

力学季刊 2024年第2期45卷 569-580页

作者：田宇常亮万春华聂小华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

本文利用Hamilton体系中的“辛-叠加”方法,基于弹性薄板理论,对两对边固支、另两对边中部固支两端简支这一混合边界条件矩形薄板静力问题进行了解析研究.首先基于Hamilton求解体系辛几何方法对对边简支这一经典边界条件矩形薄板问题进... 详细信息

本文利用Hamilton体系中的“辛-叠加”方法,基于弹性薄板理论,对两对边固支、另两对边中部固支两端简支这一混合边界条件矩形薄板静力问题进行了解析研究.首先基于Hamilton求解体系辛几何方法对对边简支这一经典边界条件矩形薄板问题进行了解析求解,然后以此为基本体系采用叠加法思想对两对边固支、另两对边中部固支两端简支这一复杂混合边界条件矩形板问题进行了求解,最后采用有限元数值模拟对本文方法的正确性和收敛性进行了验证.本文方法同时具备辛几何方法的理性和叠加法的规律性优点,其求解过程中无需预先假定解的形式,直接由弹性力学基本方程出发,通过逐步严格推导来获得解析解.该方法通用性强,可用于一些传统方法难以解析求解的矩形板问题中.

关键词：混合边界弹性薄板理论 Hamilton体系辛-叠加方法静力弯曲

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高超声速飞行器热-结构试验若干关键技术

机械科学与技术 2024年第6期43卷 1092-1100页

作者：秦强成竹蒋军亮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

热-结构试验是高超声速飞行器研制过程中不可或缺的环节。本文在给出热-结构试验内涵与特征的基础上,结合热-结构试验典型科目介绍,呈现了热-结构试验体系总体架构,为全面了解热-结构试验提供参考;其次重点分析了当前热-结构试验中亟待... 详细信息

热-结构试验是高超声速飞行器研制过程中不可或缺的环节。本文在给出热-结构试验内涵与特征的基础上,结合热-结构试验典型科目介绍,呈现了热-结构试验体系总体架构,为全面了解热-结构试验提供参考;其次重点分析了当前热-结构试验中亟待突破的时变超高温热载实现、局部热载大梯度模拟以及时/频域载荷协同等7大关键技术。

关键词：高超声速飞行器热-结构试验试验体系关键技术天地一致性

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基于人员和环境因素定量化的检测可靠性

航空学报 2024年第6期45卷 298-308页

作者：薛小锋赵淼龑杜倩宜冯蕴雯樊俊铃焦婷西北工业大学航空学院西安710072 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

飞机检查间隔的制定需要检测可靠性提供支持,然而检测可靠性的评估受到检测过程中诸多因素的影响。其中,人员、环境这2类因素具有多维指标且水平难以量化的特点,对其开展定量建模难度较大。针对该问题,在利用HF因子对2类因素影响进行量... 详细信息

飞机检查间隔的制定需要检测可靠性提供支持,然而检测可靠性的评估受到检测过程中诸多因素的影响。其中,人员、环境这2类因素具有多维指标且水平难以量化的特点,对其开展定量建模难度较大。针对该问题,在利用HF因子对2类因素影响进行量化评估的基础上,建立了考虑人员和环境影响的检测可靠性模型。首先,对HF因子开展特征分析并结合A400M检测数据提出其数学模型,同时采用考虑工作经验和作业光照而开展的检测试验数据进行验证。其次,通过模糊综合评价进行2类因素水平的综合量化;在此基础上,建立该综合量化结果与HF因子模型之间的映射关系。最后,以平板裂纹目视检测数据为例进行了应用分析,验证了模型的适用性和有效性。所提出的检测可靠性模型有潜力在保证结果准确性的前提下降低试验成本。

关键词：无损检测可靠性人员因素环境因素 HF因子模型

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基于波速区间的导波延迟累加损伤成像

振动与冲击 2024年第17期43卷 232-236,245页

作者：刘国强王莉王霞光黎玮刘钢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

延迟累加成像方法是导波损伤监测技术中的一种经典的损伤成像方法,但是其性能非常依赖于精确的导波波速。而在复杂工程结构中的精确导波波速往往难以获得,从而该方法的有效性会受到复杂工程结构的影响。针对上述问题,提出了基于波速区... 详细信息

延迟累加成像方法是导波损伤监测技术中的一种经典的损伤成像方法,但是其性能非常依赖于精确的导波波速。而在复杂工程结构中的精确导波波速往往难以获得,从而该方法的有效性会受到复杂工程结构的影响。针对上述问题,提出了基于波速区间的延迟累加成像方法。所提方法利用导波波速的估计区间,将导波损伤散射信号的一段用于延迟,并将该段延迟信号的最大值进行累加作为损伤成像值。通过对复合材料加筋板上不同位置损伤的识别,对所提方法的有效性进行了验证。试验结果表明,所提方法能对损伤进行准确识别,且在鲁棒性方面要优于延迟累加成像方法。

关键词：导波损伤成像复合材料结构健康监测延迟累加

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飞机结构健康监测策略研究

兵器装备工程学报 2024年第2期45卷 24-36页

作者：白生宝肖迎春刘国强黄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

飞机全寿命周期结构健康监测技术的应用对提高飞机在役安全性和可靠性,提升地面维护效率,延长飞机使用寿命具有巨大的价值和效益,因而得到国内外的持续关注和研究。该技术在飞机上的应用已成为衡量飞机先进性的重要指标之一,而飞机结构... 详细信息

飞机全寿命周期结构健康监测技术的应用对提高飞机在役安全性和可靠性,提升地面维护效率,延长飞机使用寿命具有巨大的价值和效益,因而得到国内外的持续关注和研究。该技术在飞机上的应用已成为衡量飞机先进性的重要指标之一,而飞机结构健康监测标准规范与策略的制定是技术开展的首要任务。分析了航空制造业先进国家结构健康监测技术相关的标准规范,明确了制定标准规范的具体要求;通过总结国外结构健康监测技术最新研究进展,梳理了结构健康监测技术框架体系;针对我国飞机结构地面试验和服役环境2大应用场景的技术特点,明晰了我国结构健康监测的技术需求,并在此基础上,提出了我国飞机结构健康监测的总体架构和可供剪裁的技术实施策略。

关键词：结构完整性结构健康监测损伤检测监测策略

输液直管道流-固耦合振动响应计算方法与应用

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应用数学和力学 2024年

作者：田瑞常亮韩涛聂小华中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室

输液管道系统中存在液体压力脉动和管道结构高度非线性耦合效应，在外激励作用下将产生剧烈的耦合振动现象，严重时将导致输液管道及连接结构失效。针对输液管道流-固耦合振动响应解析方法缺乏，研究了基于微分变换法(DTM)求解含复杂支... 详细信息

输液管道系统中存在液体压力脉动和管道结构高度非线性耦合效应，在外激励作用下将产生剧烈的耦合振动现象，严重时将导致输液管道及连接结构失效。针对输液管道流-固耦合振动响应解析方法缺乏，研究了基于微分变换法(DTM)求解含复杂支承的输液管道系统动力学特性及振动响应理论，基于Bernoulli-Euler梁理论建立了跨中含复杂弹性支承的输液直管道流-固耦合振动微分方程，详细推导基于DTM计算简支、含附加弹性支承输液直管道系统固有频率、位移响应及支承约束反力的表达式，研究了输液管道内压力、流速及附加支承刚度和位置对管道系统固有频率、支承约束反力的影响，并基于结构有限元分析方法验证了DTM计算精度。研究表明：采用DTM计算含复杂支承输液管道系统流-固耦合振动特性及响应的精度高、适用性强，尤其在复杂边界以及跨中含有附加支承管道系统振动响应计算方面具有明显优势，基于DTM可以便捷计算流固耦合管道系统强迫振动中的力学响应，为管道及其连接结构的设计提供理论依据。

关键词：输液直管道微分变换法流-固耦合弹性支承振动响应

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民用客机的振动传递路径试验及分析

应用力学学报 2024年

作者：李益萱李凯翔白春玉张飞何石中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室

随着民用客机设计技术的发展，当今客机设计的重点开始从结构安全性向客舱舒适性过渡，振动舒适性是其中的重点因素之一。本文从民机乘员振动舒适性角度出发，开展了某型客机在空中巡航、低空飞行、及跑道滑跑3种运行工况下的振动传递... 详细信息

随着民用客机设计技术的发展，当今客机设计的重点开始从结构安全性向客舱舒适性过渡，振动舒适性是其中的重点因素之一。本文从民机乘员振动舒适性角度出发，开展了某型客机在空中巡航、低空飞行、及跑道滑跑3种运行工况下的振动传递路径试验，基于试验数据搭建了振动传递路径模型，并研究了影响客机振动舒适性的关键因素，得出了以下结论：1）空中巡航/低空飞行工况，客舱内振动响应主要来源于发动机转子基频和二倍频处激励与结构耦合；2）跑道滑跑工况，客舱内振动响应主要来源于低频范围（特别是50Hz）左/右主起落架激励与结构耦合。此次试验不仅为客机客舱的减/隔振设计提供了依据，还填补了国内以客机全机为对象的振动舒适性测试/验证平台的空白。

关键词：民用客机振动舒适性振动传递路径试验贡献量分析