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典型飞机机翼结构爆炸冲击毁伤数值分析研究

机械科学与技术 2022年第9期41卷 1468-1474页

作者：张宇王彬文白春玉中国飞机强度研究所西安710065

基于经验证的ALE建模方法,通过LS-DYNA有限元软件建立典型飞机机翼爆炸冲击毁伤模型,分析爆炸当量、爆炸间距以及爆炸方位等对典型飞机机翼在爆炸冲击波毁伤下的影响。结果表明:在爆炸冲击波作用下,蒙皮首先出现局部凹陷变形,随后变形... 详细信息

基于经验证的ALE建模方法,通过LS-DYNA有限元软件建立典型飞机机翼爆炸冲击毁伤模型,分析爆炸当量、爆炸间距以及爆炸方位等对典型飞机机翼在爆炸冲击波毁伤下的影响。结果表明:在爆炸冲击波作用下,蒙皮首先出现局部凹陷变形,随后变形程度迅速扩大,但内部长桁/翼肋结抑制沿蒙皮变形,随蒙皮进一步变形,在长桁/翼肋交接处产生初始撕裂裂纹,并迅速扩展;爆炸当量、爆炸距离和爆炸方位等对机翼的损伤范围及损伤模式都有较大的影响;随着TNT当量增加/爆炸距离减小,机翼蒙皮越早产生变形,且变形程度越大;爆炸点位于机翼前侧,导致机翼前缘结构大变形,影响气动特性;爆炸点位于机翼后侧,可能导致操纵面失效。

关键词：冲击动力学爆炸冲击 ALE方法结构强度

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航空发动机复合材料叶片振动疲劳特性研究

实验力学 2014年第3期29卷 361-367页

作者：杨强邵闯方可强中国飞机强度研究所西安710065

针对发动机复合材料叶片开展了振动疲劳特性研究。首先通过模态测试获得叶片结构的振型图,确定叶片在振动中应力最大部位疲劳薄弱部位;其次采用振动台施加窄带随机激励载荷,并监测其疲劳薄弱部位的应变水平,获得了复合材料叶片的振动响... 详细信息

针对发动机复合材料叶片开展了振动疲劳特性研究。首先通过模态测试获得叶片结构的振型图,确定叶片在振动中应力最大部位疲劳薄弱部位;其次采用振动台施加窄带随机激励载荷,并监测其疲劳薄弱部位的应变水平,获得了复合材料叶片的振动响应及疲劳特性。试验结果显示,叶片在350με应变水平下的振动疲劳寿命为5.46×106;复合材料叶片的固有频率随试验时间的增加而降低。上述结果可为复合材料叶片在发动机中的应用提供部分依据。

关键词：复合材料叶片模态测试振动疲劳特性频率

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气动加载与振动激励耦合试验方法研究

实验力学 2014年第4期29卷 499-505页

作者：李益萱张治君邵闯中国飞机强度研究所西安710065

飞机结构在飞行过程中同时承受气动载荷和振动载荷的联合作用,这两种载荷的耦合加载试验对于飞机结构成为一项重要的研究内容,所以有必要对此类试验的可行性及其耦合加载方式进行研究。此次试验以气囊加载静载/常规疲劳载荷状态下试件... 详细信息

飞机结构在飞行过程中同时承受气动载荷和振动载荷的联合作用,这两种载荷的耦合加载试验对于飞机结构成为一项重要的研究内容,所以有必要对此类试验的可行性及其耦合加载方式进行研究。此次试验以气囊加载静载/常规疲劳载荷状态下试件的振动响应测试为目的,设计符合试验要求的试件和整套试验装置。得到了气囊5种不同加载情况下试件振动响应变化情况,并对此试验结果进行了理论分析,得出以下结论:a)气囊模拟静载/常规疲劳载荷加载不会大幅改变结构本身振动特性,此耦合试验方法所模拟环境比较接近飞机结构真实载荷环境;b)加载气囊的个数、部位及加载力的不同对试件结构的振动响应有一定影响,应增加气囊蓄能器或在试验前进行分析以选择合理的加载点。

关键词：气动载荷振动载荷耦合加载振动响应测试

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薄壁结构剪切屈曲疲劳研究

航空学报 1989年第12期10卷 B607-B613页

作者：薛景川贺恭泰宋湘臣杨玉恭飞机强度研究所

本文简述了薄壁结构在剪切屈曲状态下破坏的力学机理和破坏型式;屈曲临界应力的测量方法和寿命估算方法,介绍了试验概况并给出了部分试验结果。

关键词：薄壁结构剪切屈曲疲劳寿命

基于Qt的专用有限元软件GUI模块的设计与开发

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计算机应用与软件 2020年第1期37卷 21-26,65页

作者：王晓辉聂小华常亮中国飞机强度研究所

在工业软件领域,图形用户界面(GUI)模块的友好交互性对于专用仿真软件的工程应用和推广至关重要。针对有限元分析流程和专用功能定制开发的设计需求,在 Windows操作系统下,以用户需求为中心,采用多窗口界面设计方式,基于 Qt技术开发一... 详细信息

在工业软件领域,图形用户界面(GUI)模块的友好交互性对于专用仿真软件的工程应用和推广至关重要。针对有限元分析流程和专用功能定制开发的设计需求,在 Windows操作系统下,以用户需求为中心,采用多窗口界面设计方式,基于 Qt技术开发一种专用有限元软件的图形用户界面模块,实现软件界面生成管理、界面元素布局管理、界面消息相响应、界面语言切换及模型视图交互操作等功能。通过 HAJIF实例验证,该模块具有易扩展性和可定制特性,可以很好地推动专用软件的研发进程,并且在跨平台移植方面具有一定优势。

关键词：有限元软件 Qt图形框架 GUI 易扩展性 HAJIF

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热/结构试验技术研究进展

飞航导弹 2012年第2期 91-96页

作者：任青梅中国飞机强度研究所

热/结构地面试验是验证和评估受热结构设计和结构完整性的重要手段,热/结构试验技术的发展水平对高速和高超声速飞行器研制将产生重要影响。结合目前可重复使用高超声速飞行器研制需求,重点介绍了国外热/结构试验的发展现状,详细阐述了... 详细信息

热/结构地面试验是验证和评估受热结构设计和结构完整性的重要手段,热/结构试验技术的发展水平对高速和高超声速飞行器研制将产生重要影响。结合目前可重复使用高超声速飞行器研制需求,重点介绍了国外热/结构试验的发展现状,详细阐述了热/结构试验设备能力和试验技术水平,并指出了未来热/结构试验技术发展方向。

关键词：热/结构试验高超声速热结构热防护系统耦合验证评估

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机匣结构内部辐射加热仿真与试验对比研究

应用力学学报 2023年

作者：姚迟森蒋军亮张肖肖中国飞机强度研究所

针对当前航空发动机机匣热试验仿真计算结果与试验结果难以对比关联的问题，根据机匣典型结构纯热试验设计开展机匣内部辐射加热仿真计算，建立了一种同时考虑石英灯丝电阻率与发射率变化规律的灯丝温度估算方法，并根据试验控制电压估... 详细信息

针对当前航空发动机机匣热试验仿真计算结果与试验结果难以对比关联的问题，根据机匣典型结构纯热试验设计开展机匣内部辐射加热仿真计算，建立了一种同时考虑石英灯丝电阻率与发射率变化规律的灯丝温度估算方法，并根据试验控制电压估算了三个工况下灯丝的时变温度，从而将仿真计算与实际试验相关联。同时根据试验装配情况，提出了一种针对灯管交错排布时水冷电极遮挡效应的模型修正方法。仿真计算与试验结果的相对误差在8%以内，说明采用该建模与修正方法能够提高实际试验与仿真计算间的关联性，可进一步指导机匣结构试验设计与模型优化。

关键词：热试验仿真石英灯加热器发动机机匣辐射传热内加热

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同方期刊数据库

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复合材料及其结构疲劳、损伤和断裂研究概况

复合材料学报 1990年第2期7卷 55-63页

作者：沈真飞机强度研究所

1987年6月在加拿大渥太华举行的第20届国际飞机疲劳会议(ICAF)上,各主要西方国家分别介绍了本国航空研究机构、飞机公司及有关高等院校于1985～1987年间在航空疲劳、断裂方面的研究概况,其中绝大多数代表团都专门介绍了飞机复合材料及... 详细信息

1987年6月在加拿大渥太华举行的第20届国际飞机疲劳会议(ICAF)上,各主要西方国家分别介绍了本国航空研究机构、飞机公司及有关高等院校于1985～1987年间在航空疲劳、断裂方面的研究概况,其中绝大多数代表团都专门介绍了飞机复合材料及其结构方面的研究动态。当前我国也开展了这方面的研究,为了帮助有关人员掌握当前国外的动态,从而更好地确定研究方向,本文试图按复合材料疲劳、损伤和断裂的一般研究、典型结构件疲劳和断裂特性研究、飞机结构耐久性和损伤容限特性验证试验三方面进行综述,有些无法包括在上述三个专题的内容,则在“其他疲劳和断裂研究”一节中介绍。本文所介绍的内容还包括从其他最新发表的文献上所介绍的动态。

关键词：复合材料材料结构疲劳断裂损伤

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两种耐久性方法在飞机典型结构中的应用

工程力学 1999年第A2期2卷 548-553页

作者：王志智陈丽飞机强度研究所

本文针对飞机机翼盒段紧固孔用改进的ＤＦＲ法和ＥＩＦＳＲ法进行了耐久性分析，预测了裂纹形成寿命和疲劳裕度，并和试验结果进行了比较。

关键词：耐久性机翼飞机结构裂纹形成寿命疲劳裕度