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期刊信息/Journal information
强度与环境
强度与环境

王梦魁

双月刊

1006-3919

qdyhj@126.com

010-68383177；68383139

100076

北京市9210信息

强度与环境/Journal Structure & Environment EngineeringCSCD北大核心CSTPCD
正式出版
收录年代

    基于工作模态辨识的高速飞行器运输约束动载荷辨识技术研究

    王亮张妍蔡毅鹏南宫自军...
    1-6页
    查看更多>>摘要：在运输振动测量数据基础上,本文提出了基于工作模态辨识的高速飞行器运输约束动载荷辨识方法.首先,详细介绍了ERA(Eigensystem Realization Algorithm)环境激励模态辨识方法的理论和载荷辨识时域方法的理论;其次,给出了飞行器结构动力学建模方法;再次,提出了基于工作模态辨识的高速飞行器运输约束动载荷辨识计算工作流程,详细分析了各操作步骤;最后,通过算例验证了方法的可行性,其中,基于振动测量数据,采用环境激励模态辨识方法辨识各时刻的模态,包括模态频率和模态振型,再利用振动响应的模态叠加原理和模态正交理论,获取各时刻飞行器低阶模态的响应,再结合模态剪力和模态弯矩进行动载荷识别,采用载荷识别方法获取了高速飞行器约束点的约束载荷时域历程.

    模态辨识ERA工作模态动载荷振动载荷识别

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    空间管路结构振动控制技术研究

    李志强张佳琪陈江攀高博...
    7-13页
    查看更多>>摘要：飞行器在服役过程中,管路结构会产生大量级振动响应,严重时会发生断裂失效.振动控制是延缓管路结构失效,提升可靠性的主要途径.本文通过边界简化及焊接部位建模,建立了复杂空间三维管路结构动力学模型,模态仿真结果与试验模态结果对比最大误差小于3%.在此基础上,使用金属减振器进行振动控制.通过计算,获得随机振动载荷下使用金属减振器前后空间管路结构的减振效率为8.46%;通过试验获得金属减振器实际的减振效率达到14.26%.本文计算和试验结果表明使用金属减振器能够显著降低复杂空间管路结构的振动响应.

    振动控制管路结构金属减振器随机振动试验

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    补偿型航天器分离装置设计

    丁星尚宇晴张晓宏张兴勇...
    14-19页
    查看更多>>摘要：为了满足新一代航天器小型化及分离姿态可控的需求,确保航天器的可靠分离,提出了一种补偿型航天器分离装置设计方法.通过ADAMS软件建立了分离装置动力学模型,对其分离特性进行了研究及试验验证,评估了该分离装置对分离姿态的补偿效果.研究结果表明:合理调整各弹簧装置的空间分布位置,可完全补偿弹簧推力偏差、航天器质心偏移带来的分离扰动,有效调节航天器分离姿态.相比于常规分离装置,其质量及占用空间可降低30%以上.研究结果对小型航天器分离装置设计具有重要的工程参考价值.

    分离装置小型航天器分离姿态补偿

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    钝前缘楔形翼颤振特性分析

    蒋雯霄
    20-26页
    查看更多>>摘要：为了研究飞行器翼的颤振特性,基于钝前缘楔形三角翼模型,采用ZONA 7和ZONA 7U两种升力面方法计算翼的颤振边界,并与试验结果对比,可知ZONA 7方法计算得到的颤振边界高于试验值,存在设计安全隐患;ZONA 7U 方法可对颤振边界进行保守预测,提高设计可靠性.建立四种不同前缘半径楔形三角翼模型,采用ZONA 7U方法分析前缘半径对翼颤振特性的影响,分析表明,增加前缘半径,颤振速度随之增加,颤振频率先增后降.在此基础上分析不同马赫数下颤振特性变化规律.结果表明,颤振速度随马赫数增加而增加,颤振频率受马赫数影响产生的变化较小.

    钝前缘楔形翼颤振特性ZONA7U方法前缘半径

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    射弹高速撞击下结构冲击响应建模方法

    王建民王晓晖刘思宏刘振皓...
    27-31页
    查看更多>>摘要：装备受到外界打击可能造成失效,以往的研究多集中在打击部位的损伤破坏,而对于打击引起的冲击波及其在装备内传播研究较少,而后者同样能够导致装备失效.本文针对结构在高速撞击下的冲击响应问题开展了建模方法研究,提出了结构在高速打击下的冲击源建模方法,并通过理论分析给出了建模方法的适用条件.利用传统的有限元技术,结合本文的冲击源建模方法,可以有效地对结构高速撞击下的冲击响应进行仿真,通过试验验证了方法的适用性.

    高速撞击冲击响应建模

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    T800复合材料层压板损伤引入技术研究

    符景皓
    32-41页
    查看更多>>摘要：本文针对国产 T800 级碳纤维增强复合材料开展多次低速冲击损伤与准静态压痕损伤及最终剩余强度对比研究,以提出一种高效的复合材料损伤引入方式.首先开展多次冲击及静压痕损伤引入试验,在达到目标凹坑深度时,通过目视观测及超声C扫分析不同损伤引入方式产生损伤的机理及损伤模式;其次,对达到目标凹坑深度的试验件进行压缩剩余强度测试,分析不同损伤引入方式、不同凹坑深度、不同损伤面积与剩余强度之间的关系;通过DIC(Digital Image Correlation)、声发射系统监测对剩余强度试验过程进行监测,确定不同损伤引入方式的试验件在压缩中的损伤演化过程及机理.通过以上研究,最终确定一种高效的损伤引入方式.

    T800复合材料低速冲击准静态压痕剩余强度DIC声发射

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    基于多层级有限元方法的钢丝网套轴向刚度研究

    陈鼎铭王亚军贺启林方红荣...
    42-51页
    查看更多>>摘要：航天增压输送管路中广泛应用的钢丝网套具有复杂的非线性力学特性,本文研究了其轴向力学行为机理和仿真建模方法.利用多股并排管状编织结构建模方法建立了网套三维几何模型,基于周期性理论建立了网套细观尺度的柱面编织单胞模型.使用单胞模型对网套内部无/有芯轴两种边界下的轴向拉伸工况进行了仿真模拟计算,结果表明两种边界条件下的网套轴向刚度差异极大.在文中,还提出了网套简化分析螺旋梁模型,对比了螺旋梁模型和单胞模型的结果差异,基于刚度等效原则提出了螺旋梁模型的修正方法.仿真算例表明,经过修正后的螺旋梁模型计算得到补偿器加内压后的轴向反力和试验结果一致性较好,相比未修正的螺旋梁模型误差大大降低.螺旋梁模型和修正方法为网套补偿器进一步的力学分析提供了基础.

    管状编织结构轴向刚度周期性边界非线性有限元

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    飞行器折叠翼展开冲击环境条件研究

    李亚南韦冰峰肖健张永杰...
    52-56页
    查看更多>>摘要：带折叠翼飞行器在结构上与传统飞行器略有差异,其翼展开冲击环境条件的制定无相似型号及经验可参考.本文针对飞行器折叠翼展开冲击环境条件问题,通过分析五种条件制定方法,对不同样本量情况下飞行器折叠翼展开冲击环境进行研究,给出了该类型飞行器折叠翼展开冲击环境条件的制定方法.

    飞行器折叠翼展开冲击环境条件制定

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    航空发动机OEI应急工况模拟试验方法研究

    刘煦宸崔若尧程昊武洋洋...
    57-64页
    查看更多>>摘要：本文针对旋翼航空器单台发动机不工作(One Engine Inoperative,OEI)工况进行了模拟试验方法研究,重点研究了两种热加载试验技术,即感应线圈加热试验方法和热模拟电阻加热试验方法.首先,进行了感应加热和热模拟电阻加热的热-力加载性能测试,明确了两种试验方法的技术特点.其次,通过对某种典型镍基高温合金在两种加热方式下进行OEI模拟试验研究,分析了在两种加热方式下OEI对材料性能的影响,评估和比较了感应加热和热模拟电阻加热的OEI工况试验模拟效果.结果表明,由于热模拟电阻加热方法有控温精度高的优点,并且可在试样表面形成较大的均温区,因此能够更好地模拟OEI工况.相比之下,感应加热方法易在试样表面引入较大的热梯度,从而影响测温的一致性,并可能造成较大的热应力,导致OEI工况模拟的效果欠佳.因此推荐采用热模拟机试验方法作为OEI工况模拟的首选方法.

    单台发动机不工作感应加热热模拟机模拟试验方法高温合金

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