复合材料层压板热屈曲优化设计的自适应免疫遗传算法

复合材料层压壁板的热屈曲优化问题是高速飞行器结构设计的重点考虑内容。通过对免疫遗传算法引入自适应交叉和变异,构造了一种自适应免疫遗传算法(AIGA),并将该算法应用于考虑强度约束的层压板热屈曲铺层顺序优化设计。并将算法的优化结果与简单遗传算法(SGA)、免疫遗传算法(IGA)的优化结果进行了比较,结果表明该算法收敛速度快,优化解的质量最好,并有效的克服了SGA易于早熟收敛,IGA收敛缓慢的缺点。同时研究了抗体调节系数对AIGA算法性能的影响。     

蛋壳夹芯结构的变形机制及力学性能

从结构仿生的观点出发,提出了"孔壳夹芯结构"模型,通过模拟样件试验,归纳出了"孔壳夹芯结构"的压缩变形机制,得出"蛋壳夹芯结构"的承载能力主要取决于"蛋壳"的材料、结构尺寸和排列角度等因素的结论.应用薄壳理论,算出了"蛋壳"单元在承受均布压力情况下的屈曲临界压力,同时,对"蛋壳"单元建立有限元模型,进行了静力学和屈曲模态分析,为进一步的"蛋壳夹芯结构"的工程轻量化设计提供了理论依据.     

双分层损伤层合板屈曲的有限元分析

采用参考面单元技术,建立双分层损伤层合板的有限元模型,研究了不同边界条件下,分层尺寸和位置对层合板压屈载荷的影响。大量计算表明,双分层损伤层合板的压屈载荷完全由其最弱的子层确定。在一定的分层位置范围内,双分层和相应单分层的压屈载荷有极好的一致性。给出的压屈载荷的等值线图可以清晰地描述压屈载荷随分层位置的变化规律。     

不确定初缺陷简支梁非线性屈曲载荷的确定

给出了初缺陷简支梁非线性屈曲载荷的一种计算方法,这种方法避免了求解常微分方程组初值问题,节约了计算工作量.并将描述初缺陷的傅里叶系数视为有界随机变量,提出了计算屈曲载荷界限的区间方法.当初缺陷统计数据较充分时,用概率统计法计算了一定可靠度下屈曲载荷的界限.最后,对两种方法的结果进行了比较,定性地给出了各自的适用范围.     

反作用轮密封罩结构抗屈曲设计计算及试验

反作用轮密封罩结构对保证反作用轮正常工作具有重要的作用,其稳定性直接影响反作用轮性能的稳定性.针对某反作用轮密封罩结构,基于通用有限元分析软件ANSYS,利用特征值屈曲分析和非线性屈曲分析两种方法,通过对影响反作用轮密封罩结构稳定性能的关键因素的定量研究,指出壳面形态是影响密封罩稳定性能的关键因素,提出了该类密封罩结构的设计应采用小凸大凹弧的设计方案,说明了两种屈曲分析方法对该类问题的适用范围.反作用轮密封罩的地面模拟试验结果说明了采用非线性屈曲分析方法预测临界屈曲载荷在工程上是可行的.结果为反作用飞轮密封罩结构以及同类产品的设计提供参考.     

薄壳结构失稳临界载荷的并行计算

以大型有限元分析软件为开发平台,研究了弹性结构屈曲分析的并行计算方法及软件实现,并针对大规模超级计算机的硬件环境编写了屈曲分析的并行求解程序;通过开发软件接口,将并行求解程序作为子模块嵌入串行有限元分析软件的求解序列中,并使其可直接调用;针对有限元前后处理器开发了风格一致的客户化界面,使并行计算的操作可视化。开发集成后的软件系统使串行有限元软件的前后处理能力与大规模并行机的高性能计算能力紧密结合,能够有效提高静力屈曲分析的规模和效率。      

剪切载荷作用下复合材料加筋壁板蒙皮屈曲

对复合材料加筋壁板在剪切载荷作用下的稳定性进行研究,应用PATRAN & NASTRAN软件对加筋壁板建立有限元模型进行屈曲分析,将工程分析方法四边简支条件下的蒙皮剪切屈曲载荷计算结果与加筋惯性矩刚好满足最小惯性矩要求的加筋壁板蒙皮剪切屈曲有限元仿真结果进行对比,结果吻合良好.此有限元模拟方法所得结果可以为蒙皮剪切屈曲系数的确定提供参考.改变加筋壁板加筋尺寸,研究剪切载荷作用下不同加筋尺寸对加筋壁板蒙皮屈曲的影响.     

T800碳纤维增强复合材料加筋壁板压缩稳定性试验及工程计算方法验证

国内对T800碳纤维复合材料结构的研究刚刚起步,需要对其加筋壁板的稳定性进行系统地研究.通过改变蒙皮厚度、筋条间距、筋条几何参数等设计8种构型的试验件,进行压缩稳定性试验;考虑侧边边界条件及蒙皮有效宽度的影响,对两种常用的压缩屈曲载荷工程计算方法进行验证.结果表明:在相同筋条面积下,筋条惯性矩提高屈曲载荷增大,加筋壁板的破坏载荷主要取决于壁板的横截面积;蒙皮厚度和筋条间距对屈曲载荷的影响大于对破坏载荷的影响;对于薄蒙皮,当侧边简支且蒙皮有效宽度b=D-b2/2时,计算值与试验值最为接近;对于厚蒙皮,当侧边简支且蒙皮有效宽度b=D时,计算值与试验值最为接近.     

复合材料加筋壁板剪切屈曲工程算法验证研究

通过某型飞机的一组典型试验件的剪切试验获得的相关试验结果,使用正交各向异性矩形层压平板的剪切屈曲载荷计算公式,选用相关计算参数,并将工程理论计算结果与试验结果进行对比。研究结果发现,对文中典型试验件进行理论计算时,板元参数中当蒙皮铺层厚度选择不考虑加筋桁条底脚而取原铺层厚度、宽度选择考虑加筋桁条底脚支撑作用,计算的最终五组结果与试验值绝对误差均最小,并且小于5%。     

翼身融合民机典型PRSEUS受压壁板屈曲及渐进损伤分析

由NASA和波音公司共同提出的拉挤杆缝合高效一体化结构（PRSEUS）,由于具有优异的抗压稳定性和止损/止裂等承载优势,已成为解决翼身融合布局民机非圆截面机身结构承载效率低和稳定性差等问题的主要途径。本文针对典型PRSEUS受压壁板结构,开展了线性/非线性屈曲及渐进损伤分析;提出了综合考虑蒙皮、止裂带、长桁翻边、隔框翻边等一体化缝合元件贯穿支撑构型几何关系和偏置参考面的建模方法,提高了PRSEUS受压壁板有限元模型的精度;提出了综合考虑屈曲特征值、非线性屈曲载荷等多影响因素的网格收敛性分析方法,提高了PRSEUS受压壁板屈曲分析的计算效率;提出了最小屈曲特征值、几何节点偏移以及最小屈曲特征值-几何节点偏移组合式等3种初始缺陷引入方法,提高了PRSEUS受压壁板损伤分析的计算精度;完成了基于纤维与基体损伤本构关系的典型PRSEUS受压壁板非线性屈曲损伤分析,通过与试验结果对比,给出了针对PRSEUS结构的非线性屈曲渐进损伤演化分析方法。为翼身融合布局民机PRSEUS结构的稳定性/损伤分析和设计提供了方法和技术支撑。