基于理想弹塑性模型的复合材料结构耐撞性分析

以含外倒角薄弱环节复合材料圆管的耐撞性分析为例,提出了基于理想弹塑性模型进行耐撞性设计分析的方法,并给出了等效参数的确定策略。研究表明:利用复合材料宏观力学理论计算得到复合材料圆柱壳的等效弹性常数,并结合有限元软件计算得到的临界屈曲应力,可以将复合材料圆管等效为各向同性材料圆管进行耐撞性设计分析;采用该数值模拟策略,能够以较少的计算量来预报复合材料圆管的耐撞性能,并使得在普通的计算机上进行全尺度复合材料飞行器结构的耐撞性设计分析成为可能。     

产品跌落冲击耐撞性能稳健设计研究进展

跌落冲击是物体在短时间内受到强大冲击力而运动状态发生急剧变化的现象,是导致产品特别是小型机电产品外表破损、功能失效的主要原因。近年来,国内外研究学者针对如何提高产品抗跌落冲击的本质耐撞性能进行了大量研究。笔者从研究对象、研究方法等角度,系统总结了产品跌落冲击耐撞性和产品耐撞性能稳健设计的研究现状,归纳了有待进一步研究的问题。     

浅谈汽车前纵梁耐撞性结构改进

文章主要进行了汽车结构耐撞性研究,分析客车特别是轿车和微型客车的车身结构对碰撞能量的吸收特性,寻求改善车身结构耐撞性的方法,使得车身结构在外力冲击下能以预计的方式变形,其变形量能控制在一定的范围内,在保证乘员安全空间的前提下,车身变形吸收的能量最大,从而使传递给车内乘员的碰撞能量降低到最小,尽可能使乘员所受的加速度最小。     

响应表面法在薄壁构件耐撞性优化设计中的应用研究

汽车结构的耐撞性及碰撞吸能优化是现代汽车工业重要的研究内容。耐撞性的优化涉及材料与结构的众多参数。传统的设计、碰撞仿真及试验往往只能在一定程度上改善结构的碰撞性能而无法达到限定条件下的最优状态。利用国际上近年来新发展起来的一种优化理论方法--响应表面法,结合传统的优化手段以及非线性有限元程序对薄壁构件的耐撞性问题进行了优化研究。耐撞性优化的结果表明,该方法具有较高的精确性和有效性。     

轴向变厚度星形管吸能特征及多目标优化研究

提出了一种新型的轴向变厚度星形管,采用软件ABAQUS/Explicit对该结构有限元建模,并验证了模型的精度。系统研究了该结构在轴向冲击下的变形模式、力-位移和能量吸收等耐撞性能并分析了其关键耐撞性指标,开展了不同角数星形管在保持相同质量下的耐撞性能研究,采用多目标优化方法开展了星形管的优化研究。结果表明,所提出的轴向变厚度星形管相比常规的等壁厚星形管在降低初始峰值载荷和提升结构冲击载荷效率方面具有很大优势,多目标优化得到的最优设计相比原始设计的耐撞性能得到了有效改善,比能量吸收最大提升了6.02%,初始峰值载荷最高减少了39.56%。该研究能为轴向变厚度吸能结构设计提供参考。     

新颖圆形多胞复合填充结构的耐撞性

提出一种新颖的圆形多胞复合填充结构,该结构采用蜂窝和泡沫两类材料的交错复合填充。采用实验验证与数值研究相结合的方法,系统地研究了蜂窝和泡沫材料在全填充、部分填充及交互填充结构中的耐撞性。研究结果表明,针对单一材料填充的多胞圆管,部分填充结构比全填充结构具有更好的耐撞性能,其中,环形蜂窝填充结构（H40）和中心泡沫填充结构（F01）具有更优异的能量吸收特性。针对双材料复合填充的多胞圆管,则是中心泡沫填充与环形蜂窝填充的复合结构（F01H40）具有最佳的耐撞吸能性。最后,进一步结合Kriging近似技术与粒子群数值优化方法,对复合填充结构进行多目标优化设计,探索其最优耐撞性与最优参数匹配。结果表明,环形蜂窝部分填充结构（H40）、中心泡沫填充与环形蜂窝填充的复合全填充结构（F01H40）具有最优的耐撞性能。     

基于拓扑优化与诱导结构的抗撞结构优化设计EI北大核心CSCD

鉴于耐撞性拓扑方法在实际使用中只能获得抗撞结构的初级拓扑构型,导致抗撞结构的碰撞安全性仍有进一步提升空间的问题,以耐撞性拓扑优化为基础,获得了抗撞结构的初级拓扑构型,在初级拓扑构型的适当位置设置诱导结构,得到最终吸能单元构型,再利用稳健性设计方法获取最终构型的最优尺寸参数,较好地弥补了基于最大吸能原则的耐撞性拓扑方法的不足。算例表明,所提的优化设计方法灵活有效,基于该方法得到的抗撞结构可以更好地满足设计要求。     

波纹管耐撞性的多目标优化

研究波纹管受轴向压缩时耐撞性的优化设计。首先,选择波纹管总吸能和最大冲击力为目标函数,其主要几何参数为设计变量;其次,通过试验设计获得试验方案,进而建立耐撞性分析的替代模型;最后采用多目标优化进化算法NSGA-Ⅱ(针对不同设计变量进行实数编码或二进制编码)进行计算,最终获得优化问题的Pareto前端,实现波纹管耐撞性的多目标优化设计。研究工作为波纹管耐撞性的优化设计提供了重要工程参考。     

复合材料货舱地板立柱压溃响应试验

复合材料已经在民用飞机结构上得到广泛应用,并逐渐应用到主承力结构中,复合材料的脆性特点给飞机的适坠性设计和评估提出了新的挑战。复合材料机身货舱地板支撑立柱作为坠撞过程中的重要吸能元件,对机身结构抗坠撞性能有重要影响。复合材料货舱地板支撑立柱在压溃失效模式下吸收的能量明显多于整体弯曲失效模式。根据民用飞机复合材料货舱地板立柱的设计需求,对不同试件触发模式、高度、截面形式、截面面积等设计参数变化的T700GC碳纤维/环氧树脂复合材料立柱开展准静态和动态压溃试验,得到立柱吸能特性的关键影响参数和设计因子。      

超弹性可导向防撞垫设计

基于耐撞性拓扑优化方法以及稳健性设计方法,设计出了一种高等级超弹性可导向防撞垫,可在实现轻量化要求的同时实现可导向防撞垫整体质量最优。以实现能量吸收最大化为优化设计目标,对防撞垫的吸能单元进行耐撞性拓扑优化分析,确定吸能单元的最优传力路径,提取构型清晰的吸能单元;对建立的可导向防撞垫有限元模型进行了碰撞安全性验证。将试验车辆的角度、速度、质量的不确定性作为噪声因子,基于稳健性设计方法,确定了可导向防撞垫吸能单元的最优尺寸。结果表明:耐撞性拓扑优化方法和稳健性设计方法行之有效,TS级超弹性可导向防撞垫能够满足现行评价标准要求。     

基于LMS Test. Lab的发动机尾吊客机的噪声与 振动传递特性测量

大型客机的舱内噪声治理与控制是飞机设计一大难题。分析飞机各主要声源的传播机理,获得全尺寸噪声与振动传递特性是其中的关键技术之一。介绍基于互易性原理的大型客机噪声与振动传递特性测量与分析方法,利用LMS Test. Lab、低体积声源及声压与加速度传感器,获得测试样机的噪声与振动频响函数（FRF）、幅值与相位传递函数及相干函数,分析发动机尾吊客机吊挂、机身结构、舱内设施与舱内空腔间的噪声与振动传递特性,验证了该方法在大型客机工程应用可行性。     

典型民机机身段水上冲击数值模拟方法及其耐撞性研究

为了改善民机在紧急迫降情况下的安全性能,对典型机身段水上冲击数值模拟方法及其冲击特性进行了研究。通过合理的简化建立了机身段有限元模型,对有限元方法(FEM)、任意拉格朗日/欧拉方法(ALE)和光滑粒子方法(SPH)水体模型进行了研究,探讨了水体材料模型对机身段结构动态响应特性的影响。在7 m/s垂向冲击速度下,对比分析了水面和刚性地面情况下的机身段结构的耐撞性能。结果表明ALE方法具有最佳计算精度和计算效率。由于忽略了偏应力,采用空材料得到的机身结构响应与弹性流体和弹塑性水体材料有明显不同。在水上冲击过程中,由于水体耗散了大量冲击动能,因此机身加强框变形较小。机身底部蒙皮结构承受较大的均布载荷,因此蒙皮吸能结构吸收了较多的冲击动能,是最重要的吸能结构之一。相对于刚性地面,水面冲击情况下机身具有更小的加速度过载。在紧急迫降情况下,选择湖泊或者江河等水域作为迫降地点可以减小乘员承受加速度过载。     

复合材料机身结构件冲击模拟与吸能特性研究

对具有吸能子地板的全复合材料机身结构进行了垂直向7.9m/s的抗坠毁数值模拟,得到平均加速度、速度及撞击载荷值等动态冲击参数,考虑采用不同的评价方法来评估其抗坠毁特性。并对全复合材料机身结构进行分块设计,考虑在冲击过程中起关键作用的底部结构中加入吸能泡沫,最后利用专业的瞬态动力学软件对有限元设计模型进行了冲击模拟,并与测试结果进行了比较,结果满足抗坠毁设计相应规范要求。计算得到的平均加速度不超过13g,其相对误差不大于11%,撞击载荷最大不超过6kN,坠毁平均负加速度持续时间不超过0.03s,结果较合理。利用本模型可以指导直升机的抗坠毁设计。     

区域投影声束追踪法及其飞机表面载荷预测

舱内噪声影响乘客乘坐飞机的舒适性,同时噪声是影响民用飞机获得适航证和市场认可的重要因素之一。在飞机低噪声设计开发中,机体表面高频声载荷的数值预测方法起着至关重要的作用。使用区域投影声束追踪法进行飞机表面的声载荷预测可以解决经典几何声学方法在大空间下计算的不适应性。经典声线追踪法对不同空间下的声线接收域有着严格的要求,文章将飞机模型的单元网格作为模型的单个接收域,将接收域向声源包络面上投影确定接收域应该接收的声能量密度,通过与经典算法在标准模型下的计算结果对比,定量分析了改进方法与经典方法在计算结果与计算效率上的优劣;通过对比商业软件的声线法模块在飞机模型下的计算结果,验证了改进计算方法计算结果的准确性。     

力学在飞机结构设计中的应用与发展

首先阐述了飞机结构中的力学问题。基于我们近几年的研究工作,从若干方面介绍了力学在飞机结构设计中的应用与发展,如机身的广布疲劳损伤蔓延的断裂力学计算和风险评估,鸟撞驾驶舱盖和起落架落震的强度问题,以及低速冲击作用下机翼的复合材料层合板的脱层和基体断裂问题等。     

Detailed design of a lattice composite fuselage structure by a mixed optimization method

In this article, a procedure for designing a lattice fuselage barrel is developed. It comprises three stages: first, topology optimization of an aircraft fuselage barrel is performed with respect to weight and structural performance to obtain the conceptual design. The interpretation of the optimal result is given to demonstrate the development of this new lattice airframe concept for the fuselage barrel. Subsequently, parametric optimization of the lattice aircraft fuselage barrel is carried out using genetic algorithms on metamodels generated with genetic programming from a 101-point optimal Latin hypercube design of experiments. The optimal design is achieved in terms of weight savings subject to stability, global stiffness and strain requirements, and then verified by the fine mesh finite element simulation of the lattice fuselage barrel. Finally, a practical design of the composite skin complying with the aircraft industry lay-up rules is presented. It is concluded that the mixed optimization method, combining topology optimization with the global metamodel-based approach, allows the problem to be solved with sufficient accuracy and provides the designers with a wealth of information on the structural behaviour of the novel anisogrid composite fuselage design.     

壳体断裂力学统一计算理论与飞行器结构设计

断裂力学理论和方法在飞行器结构设计中发挥着不可替代的作用。依据断裂准则划分为阻止或者驱动裂纹扩展。阻止裂纹扩展是避免飞行器结构发生灾难性事故的最后一道防线,如机翼、机身等重要结构的止裂安全性设计、广布疲劳损伤容限设计等;驱动裂纹扩展是实现飞行器结构快速分离的关键技术,如运载火箭级间和星箭分离、飞行员和航天员逃逸救生等。板壳是飞行器结构的主要形式,开展板壳断裂力学研究具有重要的科学意义和工程价值。该文提出了基于连续体的壳体断裂力学统一计算理论,发展了壳体扩展有限元方法。基于该理论和方法,阐述了大变形曲面壳体裂纹扩展与止裂的计算分析过程,展示了在国产大飞机机翼整体结构件设计、天和号核心舱结构研制和高级教练机穿盖弹射救生系统设计等飞行器工程中的成功应用。     

Crashworthiness design optimization using successive response surface approximations

 Finite Element (FE) method is among the most powerful tools for crash analysis and simulation. Crashworthiness design of structural members requires repetitive and iterative application of FE simulation. This paper presents a crashworthiness design optimization methodology based on efficient and effective integration of optimization methods, FE simulations, and approximation methods. Optimization methods, although effective in general in solving structural design problems, loose their power in crashworthiness design. Objective and constraint functions in crashworthiness optimization problems are often non-smooth and highly non-linear in terms of design variables and follow from a computationally costly (FE) simulation. In this paper, a sequential approximate optimization method is utilized to deal with both the high computational cost and the non-smooth character. Crashworthiness optimization problem is divided into a series of simpler sub-problems, which are generated using approximations of objective and constraint functions. Approximations are constructed by using statistical model building technique, Response Surface Methodology (RSM) and a Genetic algorithm. The approximate optimization method is applied to solve crashworthiness design problems. These include a cylinder, a simplified vehicle and New Jersey concrete barrier optimization. The results demonstrate that the method is efficient and effective in solving crashworthiness design optimization problems. Received: 30 January 2002 / Accepted: 12 July 2002 Sponsorship for this research by the Federal Highway Administration of US Department of Transportation is gratefully acknowledged. Dr. Nielen Stander at Livermore Software Technology Corporation is also gratefully acknowledged for providing subroutines to create D-optimal experimental designs and the simplified vehicle model.     

Structural fatigue and joint degradation

This paper deals with three subjects on fatigue behavior of single lap joint structures based on the test results to discuss the structural integrity problems of aging aircraft. Firstly, the effect of the following factors on fatigue life were examined; fastener type, fastener row, squeezing force, overload, underload as well as corrosion. Secondly, the simulation problems of fatigue behavior of fuselage structures by uni-axial laboratory test using stiffened panel specimen are discussed. Thirdly, the effects of service load components on fatigue behavior of fuselage structure are examined using 1/3 scale model of a B-737 aircraft. Model specimens were tested by pneumatic cycles with and without synchronized bending. Test results suggested that fatigue behavior of fuselage structure can be estimated by evaluating the largest principal stress under complex stress conditions.