力学：流体力学，固体力学，工程力学
2022, 54(1):114-120.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.01.013
摘要:
针对某平尾中央翼与外翼前梁连接接头，设计了复合材料接头试验件。根据平尾接头实际载荷工况及试验件构型，设计了特定的试验夹具，确定了静力试验方案。通过静力试验，得到了试验件在实际载荷工况下的静力极限载荷和破坏模式。并采用ABAQUS有限元软件，对中央翼前梁接头、外翼前梁接头试验件进行静力分析，有限元预测结果和试验结果吻合较好，证明了有限元模型的准确性。数值计算结果表明：接头在静力载荷工况下，孔边产生应力集中，导致孔边纤维破坏并向周围扩展，最终失去承载能力。
针对某平尾中央翼与外翼前梁连接接头，设计了复合材料接头试验件。根据平尾接头实际载荷工况及试验件构型，设计了特定的试验夹具，确定了静力试验方案。通过静力试验，得到了试验件在实际载荷工况下的静力极限载荷和破坏模式。并采用ABAQUS有限元软件，对中央翼前梁接头、外翼前梁接头试验件进行静力分析，有限元预测结果和试验结果吻合较好，证明了有限元模型的准确性。数值计算结果表明：接头在静力载荷工况下，孔边产生应力集中，导致孔边纤维破坏并向周围扩展，最终失去承载能力。
2022, 54(1):103-113.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.01.012
摘要:
通过有限元分析对含预填块复合材料帽型单筋板弯曲承载能力和失效机制进行了预测，并完成试验验证。首先基于有限元软件ABAQUS，建立了含预填块帽型单筋板实体模型，完成了对筋条和蒙皮复合材料铺层及粘聚区界面的模拟。同时，本文根据Hashin准则和Tsai-Wu准则编写了UMAT子程序，完成了对模型的有限元仿真计算，并比较了两种准则的优劣。结果表明：有限元结果中模型的承载能力、损伤机制和失效位置和试验结果吻合，载荷-位移曲线大致一致。达到极限载荷时，共固化成型的含预填块复合材料帽型单筋板在筋条的短切纤维块与泡沫交界处发生“压断”破坏，导致结构承载能力下降，试验和仿真均未出现筋条与蒙皮脱粘现象。并且，增加筋条铺层层数和短切纤维块长度可有效提高结构承载能力。
通过有限元分析对含预填块复合材料帽型单筋板弯曲承载能力和失效机制进行了预测，并完成试验验证。首先基于有限元软件ABAQUS，建立了含预填块帽型单筋板实体模型，完成了对筋条和蒙皮复合材料铺层及粘聚区界面的模拟。同时，本文根据Hashin准则和Tsai-Wu准则编写了UMAT子程序，完成了对模型的有限元仿真计算，并比较了两种准则的优劣。结果表明：有限元结果中模型的承载能力、损伤机制和失效位置和试验结果吻合，载荷-位移曲线大致一致。达到极限载荷时，共固化成型的含预填块复合材料帽型单筋板在筋条的短切纤维块与泡沫交界处发生“压断”破坏，导致结构承载能力下降，试验和仿真均未出现筋条与蒙皮脱粘现象。并且，增加筋条铺层层数和短切纤维块长度可有效提高结构承载能力。
2022, 54(1):121-131.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.01.014
摘要:
为提高加筋壁板结构轻质优化效率，提出一种基于Voronoi序列采样的加筋壁板优化设计方法。建立了该结构的参数化模型，分析了加筋壁板蒙皮与桁条腹板的网格规模对结构承载能力及失稳模式的影响规律，并依据桁条腹板高厚比进行了网格划分，进而平衡后屈曲分析精度与效率；然后，提出了基于探索策略和开发策略的序列近似优化方法，其中Voronoi加点侧重全空间探索，近似最优解侧重局部开发，通过动态加点迭代至收敛，实现综合探索和开发性能的并行采样，提高了算法的收敛精度和计算效率；最后，应用该算法进行加筋壁板轻量化设计，并与传统序列近似优化方法进行对比。结果表明，本文方法利用更少的初始样本点，通过更少的迭代次数达到更高的优化精度，并获得了相对初始设计减重32.6%的优化结构。
为提高加筋壁板结构轻质优化效率，提出一种基于Voronoi序列采样的加筋壁板优化设计方法。建立了该结构的参数化模型，分析了加筋壁板蒙皮与桁条腹板的网格规模对结构承载能力及失稳模式的影响规律，并依据桁条腹板高厚比进行了网格划分，进而平衡后屈曲分析精度与效率；然后，提出了基于探索策略和开发策略的序列近似优化方法，其中Voronoi加点侧重全空间探索，近似最优解侧重局部开发，通过动态加点迭代至收敛，实现综合探索和开发性能的并行采样，提高了算法的收敛精度和计算效率；最后，应用该算法进行加筋壁板轻量化设计，并与传统序列近似优化方法进行对比。结果表明，本文方法利用更少的初始样本点，通过更少的迭代次数达到更高的优化精度，并获得了相对初始设计减重32.6%的优化结构。
2022, 54(1):132-139.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.01.015
摘要:
飞机复合材料结构设计中必须确定凹坑损伤的目视检测门槛值及其影响因素。采用3种直径的冲头，通过准静态方法对平板表面引入随机分布的凹坑损伤。考察板的角度、颜色以及检测人员水平3种因素对详细目视检测结果的影响。基于累积对数正态分布模型分析对比了不同因素条件下的检出概率。结果表明，蓝色板的凹坑损伤更容易被检出；接近垂直检测角度的板的凹坑损伤更容易被检出；具有维修或目视检测相关经验的专业人员的检出概率高。
飞机复合材料结构设计中必须确定凹坑损伤的目视检测门槛值及其影响因素。采用3种直径的冲头，通过准静态方法对平板表面引入随机分布的凹坑损伤。考察板的角度、颜色以及检测人员水平3种因素对详细目视检测结果的影响。基于累积对数正态分布模型分析对比了不同因素条件下的检出概率。结果表明，蓝色板的凹坑损伤更容易被检出；接近垂直检测角度的板的凹坑损伤更容易被检出；具有维修或目视检测相关经验的专业人员的检出概率高。
2022, 54(2):225-232.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.006
摘要:
在0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞中设计了一种新型短轴探管，用于测量试验段核心流马赫数的分布特性。为了研究不同跨声速试验段条件下短轴探管的测值特性，通过数值仿真研究了短轴探管在不同马赫数下对流场的影响。分别在跨声速孔壁试验段和槽壁试验段中开展了短轴探管用于测量试验段核心流马赫数风洞试验研究，并与长轴探管的试验结果进行了对比。试验结果表明，当Ma≤0.95时，两种试验段中短轴探管马赫数测值曲线与参照值曲线基本一致，差异较小；当Ma≥1.0时，孔壁试验段测值结果与参照值差异明显小于槽壁试验段结果，跨声速孔壁试验段消除头波干扰能力较槽壁试验段更强。
在0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞中设计了一种新型短轴探管，用于测量试验段核心流马赫数的分布特性。为了研究不同跨声速试验段条件下短轴探管的测值特性，通过数值仿真研究了短轴探管在不同马赫数下对流场的影响。分别在跨声速孔壁试验段和槽壁试验段中开展了短轴探管用于测量试验段核心流马赫数风洞试验研究，并与长轴探管的试验结果进行了对比。试验结果表明，当Ma≤0.95时，两种试验段中短轴探管马赫数测值曲线与参照值曲线基本一致，差异较小；当Ma≥1.0时，孔壁试验段测值结果与参照值差异明显小于槽壁试验段结果，跨声速孔壁试验段消除头波干扰能力较槽壁试验段更强。
2022, 54(2):311-320.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.018
摘要:
研究了以运输机为平台的内装式空射运载火箭重力出舱载机-火箭两体动力学。根据火箭受力条件和相对运动自由度，将其出舱运动顺次分为5个阶段。给出了各阶段过渡的力学条件，基于牛顿-欧拉法分别建立了前4个阶段的机-箭两体动力学模型。定义了火箭出舱过程可能发生危险的多种异常情况，给出了发生异常的力学或几何条件。然后对火箭出舱全程作了数值仿真。若发射初始条件合理，仿真将顺次经历前4个或3个正常阶段，直至火箭离舱。如果异常情况的条件满足，火箭出舱将发生危险，仿真失去意义，故中止，需要调整发射初始条件后进一步仿真验证。本文给出的系统动力学模型和仿真数据可为工程部门设计空射型火箭的本体参数，以及设置空射初始条件提供参考。
研究了以运输机为平台的内装式空射运载火箭重力出舱载机-火箭两体动力学。根据火箭受力条件和相对运动自由度，将其出舱运动顺次分为5个阶段。给出了各阶段过渡的力学条件，基于牛顿-欧拉法分别建立了前4个阶段的机-箭两体动力学模型。定义了火箭出舱过程可能发生危险的多种异常情况，给出了发生异常的力学或几何条件。然后对火箭出舱全程作了数值仿真。若发射初始条件合理，仿真将顺次经历前4个或3个正常阶段，直至火箭离舱。如果异常情况的条件满足，火箭出舱将发生危险，仿真失去意义，故中止，需要调整发射初始条件后进一步仿真验证。本文给出的系统动力学模型和仿真数据可为工程部门设计空射型火箭的本体参数，以及设置空射初始条件提供参考。
2022, 54(2):281-289.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.014
摘要:
基于超临界碳氢燃料的主动再生冷却被认为是超燃冲压发动机最具前景的热管理方法之一。本研究利用大涡模拟数值方法探究矩形通道内超临界碳氢燃料初始流动传热的瞬态变化规律的，证实了超临界振荡效应的存在，即温度和速度分布波动性较强。通过监测10-4 s时间尺度下的速度变化规律，发现振荡有着近似三角函数式的频率和振幅。冷却通道被加热初期时，近加热壁面处热流体在浮升力作用下流向低温区域；随着流体温度逐渐接近其拟临界值，其物性参数发生剧烈变化，摩擦因数和流体动能呈现振荡性，在远离加热壁面的位置诱导出了强化涡；随着时间推移，强化涡开始向加热壁面移动，伴随着低温流体冲击热壁面，使其热输运得到强化。
基于超临界碳氢燃料的主动再生冷却被认为是超燃冲压发动机最具前景的热管理方法之一。本研究利用大涡模拟数值方法探究矩形通道内超临界碳氢燃料初始流动传热的瞬态变化规律的，证实了超临界振荡效应的存在，即温度和速度分布波动性较强。通过监测10-4 s时间尺度下的速度变化规律，发现振荡有着近似三角函数式的频率和振幅。冷却通道被加热初期时，近加热壁面处热流体在浮升力作用下流向低温区域；随着流体温度逐渐接近其拟临界值，其物性参数发生剧烈变化，摩擦因数和流体动能呈现振荡性，在远离加热壁面的位置诱导出了强化涡；随着时间推移，强化涡开始向加热壁面移动，伴随着低温流体冲击热壁面，使其热输运得到强化。
2022, 54(3):404-410.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.03.006
摘要:
针对航天器产品恶劣工况对材料及连接方式高抗拉、抗剪强度力学性能的需求，设计试验验证了深低温至高温环境下真空钎焊与火焰钎焊试样拉伸与剪切性能：真空钎焊在-233 ℃条件下抗拉强度可达536 MPa、剪切强度可达260 MPa、-150 ℃时剪切强度300 MPa、常温剪切强度212 MPa，低温下剪切强度值更高且皆优于火焰钎焊对应温度下试样的结果。同时研究了真空钎焊工艺对合金钢40CrNiMoA材料性能的影响，真空钎焊工艺加工过程使材料本身抗拉强度下降约38%，表面硬度值下降约25%。并测量了真空钎焊试样200 ℃高温条件下抗拉强度为804 MPa，剪切强度为239 MPa。通过试验研究了不同焊接工艺对结构焊接后力学性能的影响，该试验结果对后续航天器结构设计工作具有一定的指导作用。
针对航天器产品恶劣工况对材料及连接方式高抗拉、抗剪强度力学性能的需求，设计试验验证了深低温至高温环境下真空钎焊与火焰钎焊试样拉伸与剪切性能：真空钎焊在-233 ℃条件下抗拉强度可达536 MPa、剪切强度可达260 MPa、-150 ℃时剪切强度300 MPa、常温剪切强度212 MPa，低温下剪切强度值更高且皆优于火焰钎焊对应温度下试样的结果。同时研究了真空钎焊工艺对合金钢40CrNiMoA材料性能的影响，真空钎焊工艺加工过程使材料本身抗拉强度下降约38%，表面硬度值下降约25%。并测量了真空钎焊试样200 ℃高温条件下抗拉强度为804 MPa，剪切强度为239 MPa。通过试验研究了不同焊接工艺对结构焊接后力学性能的影响，该试验结果对后续航天器结构设计工作具有一定的指导作用。
2022, 54(3):439-449.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.03.010
摘要:
在机翼机身数字化对接装配中，由于制造误差、定位误差等因素，装配件在对接前不可避免地存在一定偏差，对接过程中连接结构可能出现磕碰、磨损和变形等现象。为了避免翼身对接装配中遇到上述情况，本文设计了一种五自由度柔顺对接机构，使部件对接过程中遇到干涉时能够柔性适应，根据目标部件的导向顺利完成装配。在此基础上，本文以叉耳式连接结构为研究对象，通过对翼身柔顺对接过程中连接结构的接触力情况进行分析，建立了翼身柔顺对接过程中叉耳式连接结构的接触力预测模型。
在机翼机身数字化对接装配中，由于制造误差、定位误差等因素，装配件在对接前不可避免地存在一定偏差，对接过程中连接结构可能出现磕碰、磨损和变形等现象。为了避免翼身对接装配中遇到上述情况，本文设计了一种五自由度柔顺对接机构，使部件对接过程中遇到干涉时能够柔性适应，根据目标部件的导向顺利完成装配。在此基础上，本文以叉耳式连接结构为研究对象，通过对翼身柔顺对接过程中连接结构的接触力情况进行分析，建立了翼身柔顺对接过程中叉耳式连接结构的接触力预测模型。
2022, 54(4):599-610.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.007
摘要:
为进一步研究参数变化以及三维效应对圆锥激波/平板边界层之间相互干扰的影响，使用两方程Menter-SST模型，针对来流马赫数为2时的三维圆锥激波与平板边界层的相互干扰现象进行了数值模拟与定性、定量分析。分别研究了圆锥激波发生器半锥角和来流单位雷诺数变化对干扰区流动的影响，总结了参数变化引起的流动分离变化规律；此外，还计算了与三维计算的中心对称面上的入射激波等效的二维情形，并将三维结果与二维情形进行对比，对比结果显示中心对称面上的壁面压力系数、分离涡尺寸、涡量分布等与相应的二维情形存在明显差异。
为进一步研究参数变化以及三维效应对圆锥激波/平板边界层之间相互干扰的影响，使用两方程Menter-SST模型，针对来流马赫数为2时的三维圆锥激波与平板边界层的相互干扰现象进行了数值模拟与定性、定量分析。分别研究了圆锥激波发生器半锥角和来流单位雷诺数变化对干扰区流动的影响，总结了参数变化引起的流动分离变化规律；此外，还计算了与三维计算的中心对称面上的入射激波等效的二维情形，并将三维结果与二维情形进行对比，对比结果显示中心对称面上的壁面压力系数、分离涡尺寸、涡量分布等与相应的二维情形存在明显差异。
2022, 54(4):729-736.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.020
摘要:
为满足高渗透性透水铺装基层的应用需求，设计了3种大空隙率的碎石与砂石基层连续级配以及3种不同单粒级级配，试验测试了不同级配集料的压碎值，分析了相应的影响机理和压碎前后的粒径含量变化。试验结果表明：饱水后压碎值的升高幅度与细集料含量成正相关；混掺7.1%的砂可提高碎石的抗压碎能力；大粒径碎石对压碎值的减小效果随粒径的增大而降低。提出了压碎值的临界粒径理论及其推论，发现将9.5 mm以上粒径含量控制在59.6%以上，最大粒径控制在19~26.5 mm，可有效改善大空隙碎石的压碎值；提出了压碎值的分界粒径假设、等价粒径含量折减转化概念以及系列压碎值计算模型，57个算例的平均误差小于2.4%，该模型可进一步用于具有无单一粒径特征的连续级配、间断级配和单粒级级配且最小粒径不小于2.36 mm的不同材料大空隙碎石的压碎值估算，显著提高了透水铺装道路基层大空隙碎石级配的设计效率。
为满足高渗透性透水铺装基层的应用需求，设计了3种大空隙率的碎石与砂石基层连续级配以及3种不同单粒级级配，试验测试了不同级配集料的压碎值，分析了相应的影响机理和压碎前后的粒径含量变化。试验结果表明：饱水后压碎值的升高幅度与细集料含量成正相关；混掺7.1%的砂可提高碎石的抗压碎能力；大粒径碎石对压碎值的减小效果随粒径的增大而降低。提出了压碎值的临界粒径理论及其推论，发现将9.5 mm以上粒径含量控制在59.6%以上，最大粒径控制在19~26.5 mm，可有效改善大空隙碎石的压碎值；提出了压碎值的分界粒径假设、等价粒径含量折减转化概念以及系列压碎值计算模型，57个算例的平均误差小于2.4%，该模型可进一步用于具有无单一粒径特征的连续级配、间断级配和单粒级级配且最小粒径不小于2.36 mm的不同材料大空隙碎石的压碎值估算，显著提高了透水铺装道路基层大空隙碎石级配的设计效率。
2022, 54(5):908-914.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.015
摘要:
弹性波/声波超材料具有许多超常力学性质，为航空、航天和船舶等领域的装备减振降噪提供了新途径。本文介绍多胞局域共振型超材料的减振实验研究。该研究基于局域共振元胞的频散分析、波动传递率分析和周期结构的振动响应计算，讨论了超材料在带隙频率区内外的波动传播。设计制造了具有低频带隙的轻质周期性局域共振超材料构型，并用于空间桁架结构的振动抑制实验。实验结果表明，在15~45 Hz的带隙频率区间，多胞超材料减振装置可使振动传递率降低30 dB以上，展现出良好的减振效果。
弹性波/声波超材料具有许多超常力学性质，为航空、航天和船舶等领域的装备减振降噪提供了新途径。本文介绍多胞局域共振型超材料的减振实验研究。该研究基于局域共振元胞的频散分析、波动传递率分析和周期结构的振动响应计算，讨论了超材料在带隙频率区内外的波动传播。设计制造了具有低频带隙的轻质周期性局域共振超材料构型，并用于空间桁架结构的振动抑制实验。实验结果表明，在15~45 Hz的带隙频率区间，多胞超材料减振装置可使振动传递率降低30 dB以上，展现出良好的减振效果。
2022, 54(5):915-926.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.016
摘要:
半柔壁喷管是跨超声速风洞柔壁喷管的一种类型，由喉道块、可变型面的柔板及出口端板等部分构成。半柔壁喷管具有长度短、支撑机构数量少、建设成本低、系统可靠性高、运行维护成本低等优点。鉴于半柔壁喷管的各项优点，航空工业气动院的0.6 m连续式跨声速风洞和2.4 m连续式跨声速风洞均采用半柔壁喷管。本文以0.6 m风洞的半柔壁喷管为例，详细介绍航空工业气动院的半柔壁喷管型面设计方法，主要内容包括曲率连续的喷管无黏型面设计方法、曲率连续的附面层位移厚度计算方法、喷管型面的迭代设计方法、半柔壁喷管设计方法和喉道块上游型线设计方法。本文提出了一种根据计算流体动力学（Computational fluid dynamics， CFD）和流场校测结果调节附面层位移厚度的喷管型面校准方法，有效地提高了喷管型面出口马赫数的精准度。半柔壁喷管流场校测结果表明，半柔壁喷管菱形区的马赫数偏差小，流场均匀性良好，达到国军标先进水平。
半柔壁喷管是跨超声速风洞柔壁喷管的一种类型，由喉道块、可变型面的柔板及出口端板等部分构成。半柔壁喷管具有长度短、支撑机构数量少、建设成本低、系统可靠性高、运行维护成本低等优点。鉴于半柔壁喷管的各项优点，航空工业气动院的0.6 m连续式跨声速风洞和2.4 m连续式跨声速风洞均采用半柔壁喷管。本文以0.6 m风洞的半柔壁喷管为例，详细介绍航空工业气动院的半柔壁喷管型面设计方法，主要内容包括曲率连续的喷管无黏型面设计方法、曲率连续的附面层位移厚度计算方法、喷管型面的迭代设计方法、半柔壁喷管设计方法和喉道块上游型线设计方法。本文提出了一种根据计算流体动力学（Computational fluid dynamics， CFD）和流场校测结果调节附面层位移厚度的喷管型面校准方法，有效地提高了喷管型面出口马赫数的精准度。半柔壁喷管流场校测结果表明，半柔壁喷管菱形区的马赫数偏差小，流场均匀性良好，达到国军标先进水平。
2022, 54(5):937-948.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.018
摘要:
为改善常规乘波体布局的宽域气动性能，提出了一种基于复杂三维弯曲激波面的宽域变马赫数乘波体设计方法，其本质是将局部偏转吻切方法与“并联变马赫数”概念相结合，各流面内的设计马赫数不再保持不变，而可根据需求进行调整，以此提高乘波体的宽速域性能。该方法采用Bezier曲面直接指定所需三维激波形状，使得激波形状的选取更为灵活。结果表明，基于三维弯曲激波的变马赫数乘波体拥有更为均衡的气动与几何特性，更适于宽域飞行，且各流面内设计马赫数的离散单调性对此类乘波体性能有较大影响。相同条件下，马赫数7至12范围内设计的基于三维弯曲激波的变马赫数乘波体相较于吻切锥变马赫数乘波体具有更大的容积与更高的升阻比，但容积率有所下降。
为改善常规乘波体布局的宽域气动性能，提出了一种基于复杂三维弯曲激波面的宽域变马赫数乘波体设计方法，其本质是将局部偏转吻切方法与“并联变马赫数”概念相结合，各流面内的设计马赫数不再保持不变，而可根据需求进行调整，以此提高乘波体的宽速域性能。该方法采用Bezier曲面直接指定所需三维激波形状，使得激波形状的选取更为灵活。结果表明，基于三维弯曲激波的变马赫数乘波体拥有更为均衡的气动与几何特性，更适于宽域飞行，且各流面内设计马赫数的离散单调性对此类乘波体性能有较大影响。相同条件下，马赫数7至12范围内设计的基于三维弯曲激波的变马赫数乘波体相较于吻切锥变马赫数乘波体具有更大的容积与更高的升阻比，但容积率有所下降。
2022, 54(5):801-816.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.006
摘要:
采用守恒律方程求解流体流动问题时，单元界面通量的计算尤为关键，该过程也被称为通量重构。由于离散控制方程的物理量定义在解点上，如何利用解点上的值来计算单元界面的通量，是计算流体力学最为关心的问题之一。针对该问题的研究已发展了各式各样的计算格式，例如完全基于数学重构的差分近似、基于部分物理重构的黎曼通量求解器以及近年发展起来的基于完全物理重构的气体动理学格式、格子Boltzmann通量算法和气体动理学通量算法。本文首先对几种典型的通量重构算法进展进行回顾和分析；然后着重介绍格子玻尔兹曼通量算法和气体动理学通量算法的研究进展及其相关应用；最后就该类算法存在的挑战和可能的研究方向进行展望。
采用守恒律方程求解流体流动问题时，单元界面通量的计算尤为关键，该过程也被称为通量重构。由于离散控制方程的物理量定义在解点上，如何利用解点上的值来计算单元界面的通量，是计算流体力学最为关心的问题之一。针对该问题的研究已发展了各式各样的计算格式，例如完全基于数学重构的差分近似、基于部分物理重构的黎曼通量求解器以及近年发展起来的基于完全物理重构的气体动理学格式、格子Boltzmann通量算法和气体动理学通量算法。本文首先对几种典型的通量重构算法进展进行回顾和分析；然后着重介绍格子玻尔兹曼通量算法和气体动理学通量算法的研究进展及其相关应用；最后就该类算法存在的挑战和可能的研究方向进行展望。
2022, 54(5):899-907.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.014
摘要:
针对高超声速飞行器飞行过程中颤振边界变动范围大、试验测试难的问题，本文开展了考虑气动热效应的翼面结构地面颤振试验技术研究。首先基于工程法对结构所受的气动加热进行了分析，在此基础上开展了结构的热颤振特性评估并作为地面颤振试验结果的参考标准。考虑实际飞行中结构温升效应影响，建立了基于多工况点的气动力综合优化降阶算法，确保了整个温升过程的气动力模拟的精度。通过建立基于模糊逻辑比例、积分和微分（Proportional integral derivative，PID）控制的多点协调控制系统，实现了温升过程中时变系统的激振力控制器设计。最终搭建了地面颤振试验系统，按照典型飞行状态对结构的热颤振特性进行了测试，试验测试结果与仿真结果对比相对误差约10%。
针对高超声速飞行器飞行过程中颤振边界变动范围大、试验测试难的问题，本文开展了考虑气动热效应的翼面结构地面颤振试验技术研究。首先基于工程法对结构所受的气动加热进行了分析，在此基础上开展了结构的热颤振特性评估并作为地面颤振试验结果的参考标准。考虑实际飞行中结构温升效应影响，建立了基于多工况点的气动力综合优化降阶算法，确保了整个温升过程的气动力模拟的精度。通过建立基于模糊逻辑比例、积分和微分（Proportional integral derivative，PID）控制的多点协调控制系统，实现了温升过程中时变系统的激振力控制器设计。最终搭建了地面颤振试验系统，按照典型飞行状态对结构的热颤振特性进行了测试，试验测试结果与仿真结果对比相对误差约10%。
2022, 54(2):191-202.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.002
摘要:
为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理，基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU-SGS隐式格式和Roe-MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先，基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟，计算结果与试验数据吻合良好，验证了数值模拟方法的准确性。然后，通过对NACA0012翼型动态失速状态流场的研究，揭示了气动力二次峰值的发生机理。最后，开展了翼型厚度、弯度和弯度位置等外形参数对气动力二次峰值的影响研究。结果表明，动态失速涡诱导形成的后缘涡是导致气动力二次峰值的关键因素；翼型外形参数的变化会引起动态失速过程中动态失速涡和后缘涡的变化，使得气动力二次峰值相对谷值的增量有规律地增加或减小，二次峰值位置有规律地前移或后移。
为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理，基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU-SGS隐式格式和Roe-MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先，基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟，计算结果与试验数据吻合良好，验证了数值模拟方法的准确性。然后，通过对NACA0012翼型动态失速状态流场的研究，揭示了气动力二次峰值的发生机理。最后，开展了翼型厚度、弯度和弯度位置等外形参数对气动力二次峰值的影响研究。结果表明，动态失速涡诱导形成的后缘涡是导致气动力二次峰值的关键因素；翼型外形参数的变化会引起动态失速过程中动态失速涡和后缘涡的变化，使得气动力二次峰值相对谷值的增量有规律地增加或减小，二次峰值位置有规律地前移或后移。
2022, 54(1):34-40.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.01.004
摘要:
随着深空探测、在轨服务等空间技术的发展，直线传动机构在空间技术中的应用变得越来越广泛。滚珠直线导轨作为常用的直线传动机构，通常与滚珠丝杠等其他直线传动机构联合使用，用于承受直线传动过程中附加的力和力矩，从而达到简化滚珠丝杠受力情况、提高滚珠丝杠的运行平稳性和寿命的目的。直线导轨的阻力是反映其运行状态、进行在轨故障判断的重要参数。本文设计了一套直线导轨阻力测试设备，进行了直线导轨运行阻力测试，根据运行阻力与方向无关的原则，设计了合理的数据补偿方式，排除了测试过程中重力因素的影响，找到了阻力和力矩载荷的关系，对于研究滚珠直线导轨在力矩载荷下的阻力性能具有一定的指导意义。
随着深空探测、在轨服务等空间技术的发展，直线传动机构在空间技术中的应用变得越来越广泛。滚珠直线导轨作为常用的直线传动机构，通常与滚珠丝杠等其他直线传动机构联合使用，用于承受直线传动过程中附加的力和力矩，从而达到简化滚珠丝杠受力情况、提高滚珠丝杠的运行平稳性和寿命的目的。直线导轨的阻力是反映其运行状态、进行在轨故障判断的重要参数。本文设计了一套直线导轨阻力测试设备，进行了直线导轨运行阻力测试，根据运行阻力与方向无关的原则，设计了合理的数据补偿方式，排除了测试过程中重力因素的影响，找到了阻力和力矩载荷的关系，对于研究滚珠直线导轨在力矩载荷下的阻力性能具有一定的指导意义。
2022, 54(6):1065-1073.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.06.008
摘要:
研究了空间平台发射拦截器的两体耦合动力学，以及拦截器拦截目标星的最优脉冲控制问题。平台首先与目标星形成绕飞关系，保持其发射筒轴线始终瞄准目标星。接到发射指令后，拦截器从发射筒中射出，本文采用拉格朗日第二类方程建立了发射过程平台-拦截器两体动力学模型。因为两体耦合影响，平台姿态偏转，拦截器出筒时的速度已经不能瞄准目标星。通过小型火箭发动机给其施加速度脉冲，使其进入拦截轨道，保证拦截的同时，将脉冲速度最小化以节省燃料，本文将其归结为一个非线性规划问题，采用三级优化的策略来求解。在拦截飞行时间相较于平台绕飞目标星的周期是小量的条件下，可以视绕飞平均角速度为小参数，采用正则摄动方法求出非线性规划的一阶近似解，然后以此为迭代初值，寻找最优真解。最后进行了数值仿真验证。
研究了空间平台发射拦截器的两体耦合动力学，以及拦截器拦截目标星的最优脉冲控制问题。平台首先与目标星形成绕飞关系，保持其发射筒轴线始终瞄准目标星。接到发射指令后，拦截器从发射筒中射出，本文采用拉格朗日第二类方程建立了发射过程平台-拦截器两体动力学模型。因为两体耦合影响，平台姿态偏转，拦截器出筒时的速度已经不能瞄准目标星。通过小型火箭发动机给其施加速度脉冲，使其进入拦截轨道，保证拦截的同时，将脉冲速度最小化以节省燃料，本文将其归结为一个非线性规划问题，采用三级优化的策略来求解。在拦截飞行时间相较于平台绕飞目标星的周期是小量的条件下，可以视绕飞平均角速度为小参数，采用正则摄动方法求出非线性规划的一阶近似解，然后以此为迭代初值，寻找最优真解。最后进行了数值仿真验证。
2022, 54(3):473-480.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.03.014
摘要:
多维力传感技术是工业智能化发展重要支撑技术之一。本文研制了一种中等量程的轮辐构型的电阻应变式六维力传感器，其量程为：切向力±300 N、法向力±600 N、力矩±25 N·m。传感器外圈和中心台通过4组特设的应变梁连接。每组应变梁包括一对处于两侧的“L”形梁及一根居中的扁平梁，能够从结构上降低维间耦合。进一步通过贴片及组桥方案设计从理论上消除了各方向间的耦合。静态标定结果表明，该传感器的维间耦合小于1%、测量精度不低于1‰、过载系数超过300%、非线性度低于0.3%。瞬态冲击法动态测试表明，该传感器具有较好的动态性能。本文将该六维力传感器用于机械臂抛光打磨过程的力学测量和反馈控制，取得了优异的效果，证实了传感器的可用性和优越性。该传感器将促进中国六维力测试技术发展、助力现代工业智能化进程。
多维力传感技术是工业智能化发展重要支撑技术之一。本文研制了一种中等量程的轮辐构型的电阻应变式六维力传感器，其量程为：切向力±300 N、法向力±600 N、力矩±25 N·m。传感器外圈和中心台通过4组特设的应变梁连接。每组应变梁包括一对处于两侧的“L”形梁及一根居中的扁平梁，能够从结构上降低维间耦合。进一步通过贴片及组桥方案设计从理论上消除了各方向间的耦合。静态标定结果表明，该传感器的维间耦合小于1%、测量精度不低于1‰、过载系数超过300%、非线性度低于0.3%。瞬态冲击法动态测试表明，该传感器具有较好的动态性能。本文将该六维力传感器用于机械臂抛光打磨过程的力学测量和反馈控制，取得了优异的效果，证实了传感器的可用性和优越性。该传感器将促进中国六维力测试技术发展、助力现代工业智能化进程。
2022, 54(S):9-13.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.S.002
摘要:
空间引力波探测任务中，为保证作为惯性基准的检验质量不受扰动，航天器需采用高精度无拖曳控制技术，让卫星平台实时跟踪检验质量块。同时星间激光测距对航天器的指向也提出了较高要求。为满足空间引力波探测的需求，本文提出了一种基于非接触式卫星平台的无拖曳控制方法。该方法基于分舱式卫星平台设计，利用载荷舱与平台舱之间的磁浮机构替代传统无拖曳卫星中的微推进器来控制载荷舱，让载荷舱跟踪检验质量块，同时平台舱跟踪载荷舱，实现高精度的拖曳补偿和平台指向。仿真结果表明，非接触式卫星平台姿态指向精度为6×10-4 o，姿态指向稳定度为2×10-4 （°）/s，无拖曳补偿后检验质量上的残余扰动加速度水平约为10-15 m/（s2·Hz1/2）。
空间引力波探测任务中，为保证作为惯性基准的检验质量不受扰动，航天器需采用高精度无拖曳控制技术，让卫星平台实时跟踪检验质量块。同时星间激光测距对航天器的指向也提出了较高要求。为满足空间引力波探测的需求，本文提出了一种基于非接触式卫星平台的无拖曳控制方法。该方法基于分舱式卫星平台设计，利用载荷舱与平台舱之间的磁浮机构替代传统无拖曳卫星中的微推进器来控制载荷舱，让载荷舱跟踪检验质量块，同时平台舱跟踪载荷舱，实现高精度的拖曳补偿和平台指向。仿真结果表明，非接触式卫星平台姿态指向精度为6×10-4 o，姿态指向稳定度为2×10-4 （°）/s，无拖曳补偿后检验质量上的残余扰动加速度水平约为10-15 m/（s2·Hz1/2）。
2022, 54(4):552-563.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.002
摘要:
为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环（Turbo based combine cycle，TBCC）动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性，构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型，通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma∞=0.7~1.6，H∞=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明：跨声速状态下，冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%，气流接近于滞止状态，说明组合进气道存在强烈的节流效应，且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者；冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰，且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明，压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级，是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源；亚声速状态下，进气道阻力占比达到了60%~80%，是冲压流道的主要阻力部件，而Ma∞> 1.0 ![]()
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为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环（Turbo based combine cycle，TBCC）动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性，构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型，通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma∞=0.7~1.6，H∞=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明：跨声速状态下，冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%，气流接近于滞止状态，说明组合进气道存在强烈的节流效应，且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者；冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰，且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明，压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级，是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源；亚声速状态下，进气道阻力占比达到了60%~80%，是冲压流道的主要阻力部件，而Ma∞
2022, 54(S):68-73.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.S.011
摘要:
以运载火箭舱段为研究对象，开发了螺纹紧固件力矩施加监控系统，制定了螺栓点位及力矩程序编号规则。通过工艺试验获得了最优的拧紧策略和工艺参数，验证了该系统能够进行人机交互编程，实现力矩施加过程的自动化，实时获得力矩大小及点位数据信息。试验结果表明，采用该系统力矩合格率可达100%，为航天型号产品大尺寸产品稠密点位螺栓力矩的可靠管理提供可靠保证。
以运载火箭舱段为研究对象，开发了螺纹紧固件力矩施加监控系统，制定了螺栓点位及力矩程序编号规则。通过工艺试验获得了最优的拧紧策略和工艺参数，验证了该系统能够进行人机交互编程，实现力矩施加过程的自动化，实时获得力矩大小及点位数据信息。试验结果表明，采用该系统力矩合格率可达100%，为航天型号产品大尺寸产品稠密点位螺栓力矩的可靠管理提供可靠保证。
2022, 54(6):1074-1082.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.06.009
摘要:
以带电加热防除冰系统的平尾后掠翼型为研究对象，在风速 90 m/s、温度 -4~-9 ℃、液态水含量（Liquid water content， LWC）0.45~1.5 g/m3以及水滴直径（Median volumetric diameter， MVD）20.1~36 μm条件下，在0.6 m结冰风洞中开展溢流冰生成规律研究，包含溢流冰起始位置、覆盖范围和类型。试验结果表明，翼型表面溢流冰形成的起始位置受加热功率及来流温度影响较为明显，加热功率或来流温度低至一定数值时溢流冰类型从溪状冰变为冰脊，随着加热功率或来流温度的增加，溢流冰起始位置向后移动。溢流冰的溢流范围受LWC及加热功率影响较为明显，LWC越大，收集水量越多，溢流的范围随之越广；加热功率的影响类似，增大加热功率融化的溢流水增多，从而溢流范围越广。溢流冰生成的类型对MVD的变化比较敏感，当MVD从20.1 μm增加为3 μm时，溢流冰即从典型的溪状冰变为冰脊。
以带电加热防除冰系统的平尾后掠翼型为研究对象，在风速 90 m/s、温度 -4~-9 ℃、液态水含量（Liquid water content， LWC）0.45~1.5 g/m3以及水滴直径（Median volumetric diameter， MVD）20.1~36 μm条件下，在0.6 m结冰风洞中开展溢流冰生成规律研究，包含溢流冰起始位置、覆盖范围和类型。试验结果表明，翼型表面溢流冰形成的起始位置受加热功率及来流温度影响较为明显，加热功率或来流温度低至一定数值时溢流冰类型从溪状冰变为冰脊，随着加热功率或来流温度的增加，溢流冰起始位置向后移动。溢流冰的溢流范围受LWC及加热功率影响较为明显，LWC越大，收集水量越多，溢流的范围随之越广；加热功率的影响类似，增大加热功率融化的溢流水增多，从而溢流范围越广。溢流冰生成的类型对MVD的变化比较敏感，当MVD从20.1 μm增加为3 μm时，溢流冰即从典型的溪状冰变为冰脊。
2022, 54(4):537-551.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.001
摘要:
往返大气层跨流域飞行器的气动力和气动热计算一直是当前流体力学研究的难点和热点之一。由于该类飞行器面临的流动场景不再是单一的连续流或稀薄流，采用Navier-Stokes方程求解器或DSMC方法均不能获得全流域的准确结果。近年来，以不依赖于连续性假设的Boltzmann模型方程为基础，通过在位置空间和速度空间同时离散求解该方程，实现了跨流域问题的统一求解。本文对该类算法的研究进展进行回顾和分析，着重介绍气体动理论统一算法（Gas kinetic unified algorithm， GKUA）、统一气体动理学格式（Unified gas kinetic scheme， UGKS）和改进离散速度方法（Improved discrete velocity method， IDVM）3种数值途径，分析它们的基本假设和实现方式，关注它们目前取得的进展和应用情况。同时，本文还将IDVM进一步扩展到非定常情形，以便用于非定常跨流域问题求解。最后，本文对该类算法存在的一些问题进行讨论，期望在后续的研究中能予以解决。
往返大气层跨流域飞行器的气动力和气动热计算一直是当前流体力学研究的难点和热点之一。由于该类飞行器面临的流动场景不再是单一的连续流或稀薄流，采用Navier-Stokes方程求解器或DSMC方法均不能获得全流域的准确结果。近年来，以不依赖于连续性假设的Boltzmann模型方程为基础，通过在位置空间和速度空间同时离散求解该方程，实现了跨流域问题的统一求解。本文对该类算法的研究进展进行回顾和分析，着重介绍气体动理论统一算法（Gas kinetic unified algorithm， GKUA）、统一气体动理学格式（Unified gas kinetic scheme， UGKS）和改进离散速度方法（Improved discrete velocity method， IDVM）3种数值途径，分析它们的基本假设和实现方式，关注它们目前取得的进展和应用情况。同时，本文还将IDVM进一步扩展到非定常情形，以便用于非定常跨流域问题求解。最后，本文对该类算法存在的一些问题进行讨论，期望在后续的研究中能予以解决。
2022, 54(5):927-936.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.017
摘要:
随着计算流体力学（Computational fluid dynamics， CFD）技术的发展，混合雷诺平均N-S方程（Reynolds averaged Navier-Stokes， RANS）/大涡模拟（Large eddy simulation， LES）类方法被越来越多地应用于航空领域的大分离流动及气动噪声的仿真分析中，并取得了很好的效果。本文选取M219空腔流动风洞试验模型，在Ma=0.85的情况下，进行了混合RANS/LES方法的验证，并进行了网格敏感性分析；然后针对影响空腔流动的几个关键因素进行了仿真研究，并给出了主要的研究结果；最后，针对L/D=7的大长深比空腔，研究了增加隔板形成前后两个L/D=3.5的串列空腔的流动特点。
随着计算流体力学（Computational fluid dynamics， CFD）技术的发展，混合雷诺平均N-S方程（Reynolds averaged Navier-Stokes， RANS）/大涡模拟（Large eddy simulation， LES）类方法被越来越多地应用于航空领域的大分离流动及气动噪声的仿真分析中，并取得了很好的效果。本文选取M219空腔流动风洞试验模型，在Ma=0.85的情况下，进行了混合RANS/LES方法的验证，并进行了网格敏感性分析；然后针对影响空腔流动的几个关键因素进行了仿真研究，并给出了主要的研究结果；最后，针对L/D=7的大长深比空腔，研究了增加隔板形成前后两个L/D=3.5的串列空腔的流动特点。
2022, 54(1):140-149.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.01.016
摘要:
采用疲劳试验和有限元分析相结合的方法，研究了选区激光熔化增材制造316L不锈钢缺口件在多轴载荷下缺口根部塑性区及其对缺口件疲劳寿命的影响。对增材制造316L不锈钢缺口件进行了单轴、比例和90°非比例路径下的疲劳试验，研究了缺口几何尺寸、载荷水平和载荷路径等对缺口根部塑性区的影响，在此基础上提出了缺口根部塑性区的表征方法，利用缺口根部最大von Mises应力和提出的塑性区影响因子f构造疲劳损伤参量，结合光滑件的单轴S-N曲线预测缺口件的多轴疲劳寿命。试验结果证明本文所提出方法的预测疲劳寿命大多在3倍误差分散带以内。
采用疲劳试验和有限元分析相结合的方法，研究了选区激光熔化增材制造316L不锈钢缺口件在多轴载荷下缺口根部塑性区及其对缺口件疲劳寿命的影响。对增材制造316L不锈钢缺口件进行了单轴、比例和90°非比例路径下的疲劳试验，研究了缺口几何尺寸、载荷水平和载荷路径等对缺口根部塑性区的影响，在此基础上提出了缺口根部塑性区的表征方法，利用缺口根部最大von Mises应力和提出的塑性区影响因子f构造疲劳损伤参量，结合光滑件的单轴S-N曲线预测缺口件的多轴疲劳寿命。试验结果证明本文所提出方法的预测疲劳寿命大多在3倍误差分散带以内。
2022, 54(5):771-788.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.004
摘要:
航空发动机和燃气轮机在海洋环境下服役时，热端部件承受高温、高压、高转速机械载荷和高盐雾、高湿度等腐蚀环境耦合作用，常发生热腐蚀-疲劳失效，影响结构完整性、安全性和可靠性。本文针对航空发动机和燃气轮机热端部件热腐蚀-疲劳失效问题，总结和分析了涡轮盘、涡轮叶片高温合金及涂层热腐蚀机理，涡轮盘、涡轮叶片高温合金热腐蚀-疲劳失效机理以及热腐蚀-疲劳寿命预测模型和寿命评估方法，并对航空发动机和燃气轮机热端部件热腐蚀-疲劳试验研究和寿命评估方法的发展趋势进行了展望，以期促进燃气-海洋环境耦合作用下热端部件结构完整性评定方法的发展。
航空发动机和燃气轮机在海洋环境下服役时，热端部件承受高温、高压、高转速机械载荷和高盐雾、高湿度等腐蚀环境耦合作用，常发生热腐蚀-疲劳失效，影响结构完整性、安全性和可靠性。本文针对航空发动机和燃气轮机热端部件热腐蚀-疲劳失效问题，总结和分析了涡轮盘、涡轮叶片高温合金及涂层热腐蚀机理，涡轮盘、涡轮叶片高温合金热腐蚀-疲劳失效机理以及热腐蚀-疲劳寿命预测模型和寿命评估方法，并对航空发动机和燃气轮机热端部件热腐蚀-疲劳试验研究和寿命评估方法的发展趋势进行了展望，以期促进燃气-海洋环境耦合作用下热端部件结构完整性评定方法的发展。
2023, 55(3):515-524.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.03.017
摘要:
针对玻纤/环氧复合材料，采用平板硫化机热压成型制备工艺，将预封装的石墨烯加热元件内嵌于复材夹层中，从而制备得到复材加热组件。实验证明，该制备方法对石墨烯复合材料的阻值及发热影响较小，保证了石墨烯加热元件的防/除冰效率。基于复材加热组件，进行了热/力学性能实验和低温除冰实验。实验结果表明，复材加热组件的温升速率随热流密度的增加而增大，并且铺层位置对复材加热组件的温升具有较大影响。在冷环境除冰实验中，环境温度为-20 ℃，热流密度为0.3 W/cm2时，相较于传统电加热组件，复材加热组件的除冰时间大幅减小，能耗减少约30%，为进一步制备复材加热机翼奠定了基础。
针对玻纤/环氧复合材料，采用平板硫化机热压成型制备工艺，将预封装的石墨烯加热元件内嵌于复材夹层中，从而制备得到复材加热组件。实验证明，该制备方法对石墨烯复合材料的阻值及发热影响较小，保证了石墨烯加热元件的防/除冰效率。基于复材加热组件，进行了热/力学性能实验和低温除冰实验。实验结果表明，复材加热组件的温升速率随热流密度的增加而增大，并且铺层位置对复材加热组件的温升具有较大影响。在冷环境除冰实验中，环境温度为-20 ℃，热流密度为0.3 W/cm2时，相较于传统电加热组件，复材加热组件的除冰时间大幅减小，能耗减少约30%，为进一步制备复材加热机翼奠定了基础。
2023, 55(1):164-168.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.01.020
摘要:
为了探究小扰动作用对动力学系统不变量的影响，研究El-Nabulsi指数模型和El-Nabulsi幂律模型下非保守系统的近似Noether不变量。根据Hamilton原理，并以非标准Lagrange函数作为其作用量泛函，建立非保守系统的El-Nabulsi型动力学方程。在此基础上，依据泛函在无限小变换下的不变性，给出非保守系统在小扰动作用下的近似Noether不变量。当未受扰动时，则给出精确Noether不变量。证明了El-Nabulsi指数模型和El-Nabulsi幂律模型下非保守系统的近似Noether不变量定理。本文方法为研究非保守系统动力学提供了一个新的思路，算例亦显示结果之有效性。
为了探究小扰动作用对动力学系统不变量的影响，研究El-Nabulsi指数模型和El-Nabulsi幂律模型下非保守系统的近似Noether不变量。根据Hamilton原理，并以非标准Lagrange函数作为其作用量泛函，建立非保守系统的El-Nabulsi型动力学方程。在此基础上，依据泛函在无限小变换下的不变性，给出非保守系统在小扰动作用下的近似Noether不变量。当未受扰动时，则给出精确Noether不变量。证明了El-Nabulsi指数模型和El-Nabulsi幂律模型下非保守系统的近似Noether不变量定理。本文方法为研究非保守系统动力学提供了一个新的思路，算例亦显示结果之有效性。
2023, 55(5):924-932.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.05.019
摘要:
螺栓连接结构受载时经常会出现滑移，这种滑移会影响结构的动力学性能，继而对结构的性能和寿命造成影响。本文以双螺栓连接结构为对象，通过实验和数值仿真手段研究滑移对结构模态特性的影响。实验结果表明，预紧力的增大会导致共振频率上升，而随着激励幅值增大，共振频率下降且每个周期能量耗散量对模态力的梯度增大。基于实验结果，结合考虑滑移的Iwan模型理论，建立非线性动力学模型，应用四阶龙格库塔法进行求解。根据计算结果对宏观滑移情况下的结构模态进行分析，发现此时二阶弹性模态中的共振频率下降量增大，能量耗散量对模态力的梯度降低。该数值计算模型可以很好地表征螺栓连接结构的模态特性，且计算效率高。
螺栓连接结构受载时经常会出现滑移，这种滑移会影响结构的动力学性能，继而对结构的性能和寿命造成影响。本文以双螺栓连接结构为对象，通过实验和数值仿真手段研究滑移对结构模态特性的影响。实验结果表明，预紧力的增大会导致共振频率上升，而随着激励幅值增大，共振频率下降且每个周期能量耗散量对模态力的梯度增大。基于实验结果，结合考虑滑移的Iwan模型理论，建立非线性动力学模型，应用四阶龙格库塔法进行求解。根据计算结果对宏观滑移情况下的结构模态进行分析，发现此时二阶弹性模态中的共振频率下降量增大，能量耗散量对模态力的梯度降低。该数值计算模型可以很好地表征螺栓连接结构的模态特性，且计算效率高。
2023, 55(1):131-138.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.01.016
摘要:
通过对侧风作用下的飞机受力进行分析，建立了轮胎-道面相互作用理论模型，得到了侧风作用下两者相互作用的主要影响因素，并进一步基于有限元分析软件ABAQUS建立了侧偏轮胎-道面有限元模型，研究了轮胎不同侧偏角度以及跑道不同积水厚度等因素对于飞机轮胎与道面相互作用的影响规律变化情况。研究结果表明：飞机在跑道滑行时在侧风作用会产生偏离跑道中心线的趋势，道面对轮胎的侧偏力是影响飞机质心偏离跑道中心线距离的重要因素；轮胎侧偏角增大导致轮胎接地非对称性增强，轮胎迎水面的区域长度也呈逐步增大趋势；轮胎迎水面的动水压强呈非对称分布，动水压强较高的区域出现在轮胎的偏转侧，并且最大值接近于1 MPa，此时易出现滑水风险；而随着跑道道面水膜厚度的逐渐增加，道面相应的侧向摩擦因数也在减小，当水膜厚度达到机场运行管理规定中临界值13 mm时，道面摩擦因数仅为干道面时的一半，大大增加飞机偏出跑道风险。
通过对侧风作用下的飞机受力进行分析，建立了轮胎-道面相互作用理论模型，得到了侧风作用下两者相互作用的主要影响因素，并进一步基于有限元分析软件ABAQUS建立了侧偏轮胎-道面有限元模型，研究了轮胎不同侧偏角度以及跑道不同积水厚度等因素对于飞机轮胎与道面相互作用的影响规律变化情况。研究结果表明：飞机在跑道滑行时在侧风作用会产生偏离跑道中心线的趋势，道面对轮胎的侧偏力是影响飞机质心偏离跑道中心线距离的重要因素；轮胎侧偏角增大导致轮胎接地非对称性增强，轮胎迎水面的区域长度也呈逐步增大趋势；轮胎迎水面的动水压强呈非对称分布，动水压强较高的区域出现在轮胎的偏转侧，并且最大值接近于1 MPa，此时易出现滑水风险；而随着跑道道面水膜厚度的逐渐增加，道面相应的侧向摩擦因数也在减小，当水膜厚度达到机场运行管理规定中临界值13 mm时，道面摩擦因数仅为干道面时的一半，大大增加飞机偏出跑道风险。
2023, 55(3):471-480.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.03.012
摘要:
为研究飞机机身7050铝合金孔构件挤压强化后的疲劳增益，采用数值模拟与试验研究相结合的方法，对孔构件的挤压强化过程、疲劳加载过程、疲劳裂纹萌生和裂纹扩展过程进行研究。通过数值模拟探究了孔构件在不同状态下危险截面的应力分布和对应的疲劳行为，分析了残余应力场对疲劳性能的影响，探讨了残余应力与疲劳裂纹萌生和裂纹扩展的内在联系，建立了孔构件挤压强化疲劳寿命数值预测模型。结果表明：孔挤压强化引入的残余压应力可以减小孔构件在受载时孔壁最大拉应力，改变疲劳裂纹的萌生位置，抑制疲劳裂纹萌生和裂纹扩展，提高7050铝合金孔构件疲劳寿命近2倍，疲劳寿命数值预测模型误差在12%以内。
为研究飞机机身7050铝合金孔构件挤压强化后的疲劳增益，采用数值模拟与试验研究相结合的方法，对孔构件的挤压强化过程、疲劳加载过程、疲劳裂纹萌生和裂纹扩展过程进行研究。通过数值模拟探究了孔构件在不同状态下危险截面的应力分布和对应的疲劳行为，分析了残余应力场对疲劳性能的影响，探讨了残余应力与疲劳裂纹萌生和裂纹扩展的内在联系，建立了孔构件挤压强化疲劳寿命数值预测模型。结果表明：孔挤压强化引入的残余压应力可以减小孔构件在受载时孔壁最大拉应力，改变疲劳裂纹的萌生位置，抑制疲劳裂纹萌生和裂纹扩展，提高7050铝合金孔构件疲劳寿命近2倍，疲劳寿命数值预测模型误差在12%以内。
2023, 55(4):725-733.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.019
摘要:
针对道面板在飞机荷载与温度耦合场复合作用下的道面寿命问题，首先，通过试验准确测量基于道面板深度的温度分布情况，得出了不同厚度道面板最大温度梯度推荐值，确定了仿真温度场加载参数。然后，在大量仿真试验分析的基础上，开展土基模量、道面板厚度和温差因素对道面板内应力的敏感性影响分析，建立温度应力与温差相关性关系模型，并通过实例验证其有效性。最后，在道面板临界荷位处进行飞机与温度耦合仿真加载试验分析，结果表明温度梯度和飞机荷载共同作用下产生的耦合应力小于温度翘曲应力和荷载应力的叠加之和，两者相差4.93%。基于荷载和温度耦合作用下的应力损伤累积原理，计算道面剩余容许作用次数，构建耦合场下道面剩余寿命评价模型，并进行实例应用。
针对道面板在飞机荷载与温度耦合场复合作用下的道面寿命问题，首先，通过试验准确测量基于道面板深度的温度分布情况，得出了不同厚度道面板最大温度梯度推荐值，确定了仿真温度场加载参数。然后，在大量仿真试验分析的基础上，开展土基模量、道面板厚度和温差因素对道面板内应力的敏感性影响分析，建立温度应力与温差相关性关系模型，并通过实例验证其有效性。最后，在道面板临界荷位处进行飞机与温度耦合仿真加载试验分析，结果表明温度梯度和飞机荷载共同作用下产生的耦合应力小于温度翘曲应力和荷载应力的叠加之和，两者相差4.93%。基于荷载和温度耦合作用下的应力损伤累积原理，计算道面剩余容许作用次数，构建耦合场下道面剩余寿命评价模型，并进行实例应用。
2023, 55(4):693-701.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.015
摘要:
纤维增强树脂基复合材料（Fiber reinforced polymer， FRP）层合板的冲击损伤面积是衡量损伤严重程度的主要表征参数。本文依据冲击损伤演化特征将冲击损伤演化过程划分为4个阶段。基于弹簧-质量模型对FRP层合板产生初始分层的损伤门槛值进行计算，而后以一组对照试验确定层合板损伤面积随冲击能量的变化速率，最终建立了冲击损伤面积的经验估算模型。选取3种不同材料的冲击试验数据进行了统计验证，对比分析结果表明预测模型具有良好的预测精度，且计算简单。
纤维增强树脂基复合材料（Fiber reinforced polymer， FRP）层合板的冲击损伤面积是衡量损伤严重程度的主要表征参数。本文依据冲击损伤演化特征将冲击损伤演化过程划分为4个阶段。基于弹簧-质量模型对FRP层合板产生初始分层的损伤门槛值进行计算，而后以一组对照试验确定层合板损伤面积随冲击能量的变化速率，最终建立了冲击损伤面积的经验估算模型。选取3种不同材料的冲击试验数据进行了统计验证，对比分析结果表明预测模型具有良好的预测精度，且计算简单。
2023, 55(4):643-650.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.009
摘要:
基于研究鸟撞现象对压气机气动性能影响的目的，进行单级压气机的气动设计，分析了主要设计参数，并以此为基础，以原型转子叶片为模型进行鸟撞模拟，建立鸟撞损伤叶片模型。在周向上改变损伤叶片的数量生成不同的计算模型，进行全环的数值模拟，考察不同受损叶片数目对压气机气动性能的影响，分析流场细节，总结受损转子气动特性的变化规律。计算结果表明：受损叶片数量分别为1、2、3的压气机转子在设计转速下，气动性能和稳定性都有明显的下降，主要表现为最大效率工况的效率分别减小了1.37%、2.55%、3.57%，压比分别减小了0.19%、0.29%、0.40%，稳定工作的流量范围减小，稳定裕度分别相对减小了14.33%、25.69%、31.97%。
基于研究鸟撞现象对压气机气动性能影响的目的，进行单级压气机的气动设计，分析了主要设计参数，并以此为基础，以原型转子叶片为模型进行鸟撞模拟，建立鸟撞损伤叶片模型。在周向上改变损伤叶片的数量生成不同的计算模型，进行全环的数值模拟，考察不同受损叶片数目对压气机气动性能的影响，分析流场细节，总结受损转子气动特性的变化规律。计算结果表明：受损叶片数量分别为1、2、3的压气机转子在设计转速下，气动性能和稳定性都有明显的下降，主要表现为最大效率工况的效率分别减小了1.37%、2.55%、3.57%，压比分别减小了0.19%、0.29%、0.40%，稳定工作的流量范围减小，稳定裕度分别相对减小了14.33%、25.69%、31.97%。
2023, 55(4):573-588.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.002
摘要:
介绍了涡轮榫接结构疲劳寿命评估技术的研究现状，分别从多场载荷分析、裂纹萌生寿命评估、裂纹扩展模拟和试验技术等方面探讨了现有研究的进展、不足以及发展趋势，重点论述了涡轮榫接结构使用寿命和损伤容限的评估方法。结果表明：现有的分析和试验方法能基本实现涡轮榫接的疲劳寿命评估，但由于各种局限性，工程适用性亟待提高，仍需稳健的载荷降阶分析方法、基于物理机制和数据驱动的寿命评估方法、载荷历程相关的裂纹扩展寿命评估方法和复杂热力环境下的试验技术，从而建立先进航空发动机涡轮榫接结构疲劳寿命评估及验证体系。
介绍了涡轮榫接结构疲劳寿命评估技术的研究现状，分别从多场载荷分析、裂纹萌生寿命评估、裂纹扩展模拟和试验技术等方面探讨了现有研究的进展、不足以及发展趋势，重点论述了涡轮榫接结构使用寿命和损伤容限的评估方法。结果表明：现有的分析和试验方法能基本实现涡轮榫接的疲劳寿命评估，但由于各种局限性，工程适用性亟待提高，仍需稳健的载荷降阶分析方法、基于物理机制和数据驱动的寿命评估方法、载荷历程相关的裂纹扩展寿命评估方法和复杂热力环境下的试验技术，从而建立先进航空发动机涡轮榫接结构疲劳寿命评估及验证体系。
2023, 55(5):808-818.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.05.007
摘要:
随着现代飞机高机动性的要求和S弯进气道的提出，发动机进气道内流场畸变问题日益突出，如何在地面试车台准确模拟发动机进口气动界面（Aerodynamic interface plane，AIP）的总压畸变面临更大的挑战。本文以美国Arnold工程发展中心提出的一种新型可变开角的铰链式总压畸变模拟器为基础，以单铰链畸变单元为研究对象，采用RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes）数值方法详细分析了铰链主要几何参数和来流马赫数对稳态畸变流场的影响规律，采用精度更高的分离涡模拟（Detached eddy simulation， DES）方法研究了铰链下游漩涡发展和总压脉动特征。通过对原铰链进行锯齿改型，在保证稳态畸变流场基本不变的前提下，加强了尾迹与主流区的掺混，有效降低了下游流场的动态畸变指数，扩大了稳/动态畸变比例的模拟范围。
随着现代飞机高机动性的要求和S弯进气道的提出，发动机进气道内流场畸变问题日益突出，如何在地面试车台准确模拟发动机进口气动界面（Aerodynamic interface plane，AIP）的总压畸变面临更大的挑战。本文以美国Arnold工程发展中心提出的一种新型可变开角的铰链式总压畸变模拟器为基础，以单铰链畸变单元为研究对象，采用RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes）数值方法详细分析了铰链主要几何参数和来流马赫数对稳态畸变流场的影响规律，采用精度更高的分离涡模拟（Detached eddy simulation， DES）方法研究了铰链下游漩涡发展和总压脉动特征。通过对原铰链进行锯齿改型，在保证稳态畸变流场基本不变的前提下，加强了尾迹与主流区的掺混，有效降低了下游流场的动态畸变指数，扩大了稳/动态畸变比例的模拟范围。
2023, 55(5):798-807.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.05.006
摘要:
风洞实验通过在机翼表面布置传感器来测量相应位置的气动载荷，由于传感器布置数量有限，难以直接得到整个机翼全息气动载荷分布。本文采用机器学习方法通过有限传感器数据重构机翼表面全息气动载荷，并提出了利用仿真数据对传感器进行优化布置的方法。从计算流体力学（Computational fluid dynamics，CFD）计算所得的机翼全息气动数据中选取有限位置数据模拟传感器实验数据，对比深度学习模型、高斯过程回归（Gaussian process regression， GPR）、支持向量回归（Support vector regression， SVR）与BP神经网络（Neural network， NN）对气动载荷的重构精度。通过评估由传感器数据重构的全息载荷精度对传感器布置方式进行优化设计。以M6机翼为例在给定的两个工况条件下验证本文所提出的方法。实验结果表明，GPR模型获得了最高气动载荷重构精度；给出了M6机翼在不同传感器总数下最优的截面数和单个截面布点数，最低传感器布置数下的最优布置方式，以及流场变化相对剧烈的前缘区域与展向截面的传感器布置方式。
风洞实验通过在机翼表面布置传感器来测量相应位置的气动载荷，由于传感器布置数量有限，难以直接得到整个机翼全息气动载荷分布。本文采用机器学习方法通过有限传感器数据重构机翼表面全息气动载荷，并提出了利用仿真数据对传感器进行优化布置的方法。从计算流体力学（Computational fluid dynamics，CFD）计算所得的机翼全息气动数据中选取有限位置数据模拟传感器实验数据，对比深度学习模型、高斯过程回归（Gaussian process regression， GPR）、支持向量回归（Support vector regression， SVR）与BP神经网络（Neural network， NN）对气动载荷的重构精度。通过评估由传感器数据重构的全息载荷精度对传感器布置方式进行优化设计。以M6机翼为例在给定的两个工况条件下验证本文所提出的方法。实验结果表明，GPR模型获得了最高气动载荷重构精度；给出了M6机翼在不同传感器总数下最优的截面数和单个截面布点数，最低传感器布置数下的最优布置方式，以及流场变化相对剧烈的前缘区域与展向截面的传感器布置方式。
2023, 55(1):139-145.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.01.017
摘要:
为研究中高应变率下NRP和掺高粘剂的SBS两种改性剂对AC-13型沥青混凝土动力性能的影响，采用直径74 mm SHPB装置进行了4个气压下的冲击压缩试验，获得了不同种类改性沥青混凝土的破坏形态及应力-应变曲线。研究表明：沥青混凝土动态应力-应变曲线分为弹性变形、塑性强化和塑性破坏3个阶段，破坏形态分为裂缝、破损、块裂和碎裂4种；两种改性剂均能改善沥青混凝土的抗冲击性能，并且对峰值应力和冲击韧性的应变率敏感性有一定影响，在不同应变率范围内两种改性剂对冲击韧性增强作用不同，NRP对峰值应力增强作用优于掺高粘剂的SBS；应变率超过130/s时，沥青混凝土出现弹性模量退化现象，NRP对弹性模量有提高作用。
为研究中高应变率下NRP和掺高粘剂的SBS两种改性剂对AC-13型沥青混凝土动力性能的影响，采用直径74 mm SHPB装置进行了4个气压下的冲击压缩试验，获得了不同种类改性沥青混凝土的破坏形态及应力-应变曲线。研究表明：沥青混凝土动态应力-应变曲线分为弹性变形、塑性强化和塑性破坏3个阶段，破坏形态分为裂缝、破损、块裂和碎裂4种；两种改性剂均能改善沥青混凝土的抗冲击性能，并且对峰值应力和冲击韧性的应变率敏感性有一定影响，在不同应变率范围内两种改性剂对冲击韧性增强作用不同，NRP对峰值应力增强作用优于掺高粘剂的SBS；应变率超过130/s时，沥青混凝土出现弹性模量退化现象，NRP对弹性模量有提高作用。
2023, 55(3):481-488.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.03.013
摘要:
夹芯复合材料在受到弯曲、剪切和冲击等载荷作用下易发生脱层损伤。脱层损伤程度与Ⅰ、Ⅱ型断裂韧性密切相关。起圈织物由于在其厚度方向引入环状纤维束，增强了与芯层的结合能力，使其在抗分层方面性能优良。本文主要研究起圈织物泡沫夹芯复合材料的Ⅰ/Ⅱ型界面断裂韧性。根据试验标准分别制作了平纹织物泡沫夹芯复合材料和起圈织物泡沫夹芯复合材料。采用双悬臂梁试验（Double cantilever beam， DCB）和末端缺口挠曲试验（End notch flexure， ENF）对上述试验件的增韧机理进行了研究。研究表明，环状纤维束的引入大大提高了界面性能。起圈结构相较于平纹结构的Ⅰ型断裂韧性GⅠC提高了434%，Ⅱ型断裂韧性GⅡC提高了400%。通过建立有限元模型，采用内聚力模型来描述裂纹的扩展，数值结果与试验结果吻合较好。
夹芯复合材料在受到弯曲、剪切和冲击等载荷作用下易发生脱层损伤。脱层损伤程度与Ⅰ、Ⅱ型断裂韧性密切相关。起圈织物由于在其厚度方向引入环状纤维束，增强了与芯层的结合能力，使其在抗分层方面性能优良。本文主要研究起圈织物泡沫夹芯复合材料的Ⅰ/Ⅱ型界面断裂韧性。根据试验标准分别制作了平纹织物泡沫夹芯复合材料和起圈织物泡沫夹芯复合材料。采用双悬臂梁试验（Double cantilever beam， DCB）和末端缺口挠曲试验（End notch flexure， ENF）对上述试验件的增韧机理进行了研究。研究表明，环状纤维束的引入大大提高了界面性能。起圈结构相较于平纹结构的Ⅰ型断裂韧性GⅠC提高了434%，Ⅱ型断裂韧性GⅡC提高了400%。通过建立有限元模型，采用内聚力模型来描述裂纹的扩展，数值结果与试验结果吻合较好。
2023, 55(2):202-208.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.004
摘要:
为研究新型分布式涵道尾桨噪声特性，建立了基于滑移网格和可穿透积分面的分布式涵道尾桨气动、噪声特性分析方法并验证了方法的有效性。流动控制方程采用非定常雷诺平均N-S方程，空间离散采用二阶逆风Roe格式，时间推进方法采用隐式LU-SGS格式，湍流模型采用S-A一方程湍流模型，噪声求解方法采用FW-H方程。基于建立的方法，对比分析了传统变总距孤立尾桨和电动变转速多涵道尾桨气动与噪声特性。结果表明：相同气动力状态下，相比于变总距孤立尾桨，在尾桨噪声主要影响方位（桨盘平面内），三涵道尾桨噪声降低5~6 dB。随着转速降低，分布式涵道尾桨噪声声压级逐渐降低。
为研究新型分布式涵道尾桨噪声特性，建立了基于滑移网格和可穿透积分面的分布式涵道尾桨气动、噪声特性分析方法并验证了方法的有效性。流动控制方程采用非定常雷诺平均N-S方程，空间离散采用二阶逆风Roe格式，时间推进方法采用隐式LU-SGS格式，湍流模型采用S-A一方程湍流模型，噪声求解方法采用FW-H方程。基于建立的方法，对比分析了传统变总距孤立尾桨和电动变转速多涵道尾桨气动与噪声特性。结果表明：相同气动力状态下，相比于变总距孤立尾桨，在尾桨噪声主要影响方位（桨盘平面内），三涵道尾桨噪声降低5~6 dB。随着转速降低，分布式涵道尾桨噪声声压级逐渐降低。
2023, 55(2):209-216.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.005
摘要:
在救生伞高速空投试验过程中，由于救生伞系统在做非均加速非定常运动的同时又受到假人姿态的影响，常规空投试验获取的开伞动载数据往往离散度较大，无法真实反映救生伞的开伞性能。本文针对救生伞的前置体影响特性，提出了一种采用增加稳定伞的方法对假人自由飞阶段的姿态进行控制，并对不同工况下假人运动过程进行了仿真分析，通过3种工况的空投试验验证研究假人姿态对开伞动载的影响，对开伞时间、开伞速度、开伞动载、假人角速度以及速度损失等试验数据的相关性进行了分析。研究表明假人姿态控制对开伞程序没有影响，与不控制假人姿态试验程序相比更接近于该型救生伞前置体的实际工况。从试验数据结果分析，假人姿态控制后可以改善开伞动载数据的离散性，提高开伞动载试验数据的真实性，最大开伞动载数据可以减小8.9%。
在救生伞高速空投试验过程中，由于救生伞系统在做非均加速非定常运动的同时又受到假人姿态的影响，常规空投试验获取的开伞动载数据往往离散度较大，无法真实反映救生伞的开伞性能。本文针对救生伞的前置体影响特性，提出了一种采用增加稳定伞的方法对假人自由飞阶段的姿态进行控制，并对不同工况下假人运动过程进行了仿真分析，通过3种工况的空投试验验证研究假人姿态对开伞动载的影响，对开伞时间、开伞速度、开伞动载、假人角速度以及速度损失等试验数据的相关性进行了分析。研究表明假人姿态控制对开伞程序没有影响，与不控制假人姿态试验程序相比更接近于该型救生伞前置体的实际工况。从试验数据结果分析，假人姿态控制后可以改善开伞动载数据的离散性，提高开伞动载试验数据的真实性，最大开伞动载数据可以减小8.9%。
2023, 55(1):67-72.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.01.008
摘要:
对于欧拉-伯努利悬臂梁平面超大挠性变形问题，由于其复杂的非线性几何方程，以位移为基本变量进行求解时，通常只能采用如多重打靶、微分求积等数值方法求得梁上离散点的位移值。本文研究了欧拉-伯努利悬臂梁平面超大挠性变形问题变分法求解理论。通过假设多项式形式的梁的曲率试函数以及常数中心线应变，基于欧拉-伯努利悬臂梁的基本假设，推导出了相互耦合的位移函数的精确表达式，并基于变分法理论和三角函数级数展开，推导出欧拉-伯努利梁的非线性控制方程组。利用迭代法对非线性控制方程组中的未知参数进行求解，最终得到欧拉-伯努利悬臂梁的位移函数的解析表达式。利用有限元计算结果对提出的变分法求解理论进行验证，并分别计算了欧拉-伯努利悬臂梁在自由端集中力及位移约束情况下的大变形。算例表明，基于本文的变分法求解理论，利用6个未知参数，即能够精确预测欧拉-伯努利悬臂梁在自由端集中力及位移约束下的超大挠性变形，该研究成果为欧拉-伯努利悬臂梁的超大变形问题提供了新的求解方法。
对于欧拉-伯努利悬臂梁平面超大挠性变形问题，由于其复杂的非线性几何方程，以位移为基本变量进行求解时，通常只能采用如多重打靶、微分求积等数值方法求得梁上离散点的位移值。本文研究了欧拉-伯努利悬臂梁平面超大挠性变形问题变分法求解理论。通过假设多项式形式的梁的曲率试函数以及常数中心线应变，基于欧拉-伯努利悬臂梁的基本假设，推导出了相互耦合的位移函数的精确表达式，并基于变分法理论和三角函数级数展开，推导出欧拉-伯努利梁的非线性控制方程组。利用迭代法对非线性控制方程组中的未知参数进行求解，最终得到欧拉-伯努利悬臂梁的位移函数的解析表达式。利用有限元计算结果对提出的变分法求解理论进行验证，并分别计算了欧拉-伯努利悬臂梁在自由端集中力及位移约束情况下的大变形。算例表明，基于本文的变分法求解理论，利用6个未知参数，即能够精确预测欧拉-伯努利悬臂梁在自由端集中力及位移约束下的超大挠性变形，该研究成果为欧拉-伯努利悬臂梁的超大变形问题提供了新的求解方法。
2023, 55(1):1-11.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.01.001
摘要:
热塑性树脂分子量大，熔体黏度高，采用热熔方法制备复合材料存在树脂流动性差、微观尺度上易形成复合缺陷的问题。采用原位聚合方法制备热塑性复合材料，不仅可以避免上述问题，还能够沿用热固性复合材料的成型方法，进而实现热塑性复合材料的高效率、低成本制造，因此原位聚合热塑性复合材料在复合材料应用领域具有广阔的应用前景。围绕几种原位聚合热塑性树脂，本文阐述了其复合材料性能及成型工艺的研究现状，并针对目前存在的问题，提出了4个研究方向：改性工艺与成型工艺的耦合、聚合环境洁净度和聚合反应对杂质的敏感性的控制、聚合反应放热温度的控制、液体成型树脂适用期的调控。
热塑性树脂分子量大，熔体黏度高，采用热熔方法制备复合材料存在树脂流动性差、微观尺度上易形成复合缺陷的问题。采用原位聚合方法制备热塑性复合材料，不仅可以避免上述问题，还能够沿用热固性复合材料的成型方法，进而实现热塑性复合材料的高效率、低成本制造，因此原位聚合热塑性复合材料在复合材料应用领域具有广阔的应用前景。围绕几种原位聚合热塑性树脂，本文阐述了其复合材料性能及成型工艺的研究现状，并针对目前存在的问题，提出了4个研究方向：改性工艺与成型工艺的耦合、聚合环境洁净度和聚合反应对杂质的敏感性的控制、聚合反应放热温度的控制、液体成型树脂适用期的调控。
2023, 55(1):35-43.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.01.004
摘要:
针对普通泡沫夹层复合材料层间性能较弱的问题，提出在泡沫上预先打孔的方法，在泡沫芯材中形成胶钉从而提高泡沫夹层材料的力学性能，并对穿孔泡沫夹层复合材料的低速冲击性能进行了研究。通过手糊和真空辅助成形工艺制备穿孔泡沫夹层复合材料试验件，对其进行不同能量的低速冲击试验，记录接触力、冲头位移和能量吸收率等力学响应，并采用目视检测和超声C扫无损检测两种方法确定冲击损伤的范围，探究胶钉密度、打孔深度和泡沫槽宽等变量对穿孔泡沫夹层复合材料低速冲击阻抗性能的影响。试验结果表明，随着冲击能量的增加，最大接触力、最大冲头位移和残余变形均增加，凹坑深度和内部损伤面积也增大，同时结构的能量吸收率也有所提高；适当地增加胶钉密度和泡沫槽宽能提高穿孔泡沫夹层材料的低速冲击阻抗性能，而泡沫孔深度对其冲击性能的影响较小。
针对普通泡沫夹层复合材料层间性能较弱的问题，提出在泡沫上预先打孔的方法，在泡沫芯材中形成胶钉从而提高泡沫夹层材料的力学性能，并对穿孔泡沫夹层复合材料的低速冲击性能进行了研究。通过手糊和真空辅助成形工艺制备穿孔泡沫夹层复合材料试验件，对其进行不同能量的低速冲击试验，记录接触力、冲头位移和能量吸收率等力学响应，并采用目视检测和超声C扫无损检测两种方法确定冲击损伤的范围，探究胶钉密度、打孔深度和泡沫槽宽等变量对穿孔泡沫夹层复合材料低速冲击阻抗性能的影响。试验结果表明，随着冲击能量的增加，最大接触力、最大冲头位移和残余变形均增加，凹坑深度和内部损伤面积也增大，同时结构的能量吸收率也有所提高；适当地增加胶钉密度和泡沫槽宽能提高穿孔泡沫夹层材料的低速冲击阻抗性能，而泡沫孔深度对其冲击性能的影响较小。
2023, 55(4):702-710.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.016
摘要:
通过真空辅助树脂传递模塑成型技术，制备了三维多层缠绕编织、三维五向面芯编织和三维七向编织3种不同三维编织复合材料圆管。系统分析了三维编织复合材料圆管的纱线轨迹，分别开展了准静态轴向压缩试验，研究了不同编织工艺对三维编织复合材料圆管的压缩承载、破坏模式及吸能性能的影响。结果表明：不同编织结构圆管的轴向承载能力和破坏机制存在显著差异。三维多层缠绕编织圆管的环向纱体积含量较高，能有效承担轴向载荷，其轴向承载能力明显高于其余两类编织圆管。但由于纤维间载荷传递性能较弱，易发生脆性破坏，导致吸能效果最差。而三维五向面芯编织和三维七向编织圆管具有紧密交织的纱线结构，径向编织纱能有效限制剪切裂纹扩展，从而引发渐进稳定的开花式破坏，此类破坏具有较好的吸能特性。三维五向面芯编织圆管纤维断裂更加充分，吸能效果最为优异。
通过真空辅助树脂传递模塑成型技术，制备了三维多层缠绕编织、三维五向面芯编织和三维七向编织3种不同三维编织复合材料圆管。系统分析了三维编织复合材料圆管的纱线轨迹，分别开展了准静态轴向压缩试验，研究了不同编织工艺对三维编织复合材料圆管的压缩承载、破坏模式及吸能性能的影响。结果表明：不同编织结构圆管的轴向承载能力和破坏机制存在显著差异。三维多层缠绕编织圆管的环向纱体积含量较高，能有效承担轴向载荷，其轴向承载能力明显高于其余两类编织圆管。但由于纤维间载荷传递性能较弱，易发生脆性破坏，导致吸能效果最差。而三维五向面芯编织和三维七向编织圆管具有紧密交织的纱线结构，径向编织纱能有效限制剪切裂纹扩展，从而引发渐进稳定的开花式破坏，此类破坏具有较好的吸能特性。三维五向面芯编织圆管纤维断裂更加充分，吸能效果最为优异。
2023, 55(1):28-34.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.01.003
摘要:
基于一种适用于平纹涤纶增强橡胶复合材料的各向异性超弹性本构模型，将应变能分解为橡胶基体应变能、织物纤维拉伸应变能与织物增强橡胶剪切应变能3部分，并根据单轴拉伸试验数据确定了本构模型参数。编写了有限元材料子程序进行仿真分析，并与试验数据对比验证了本构模型的合理性。该模型从宏观出发，能更好地表征复合材料编织物在拉伸过程中由于大变形所引起的非线性各向异性力学行为，具有结果准确、简单实用等优点，为织物增强橡胶复合材料的设计应用提供了理论依据。
基于一种适用于平纹涤纶增强橡胶复合材料的各向异性超弹性本构模型，将应变能分解为橡胶基体应变能、织物纤维拉伸应变能与织物增强橡胶剪切应变能3部分，并根据单轴拉伸试验数据确定了本构模型参数。编写了有限元材料子程序进行仿真分析，并与试验数据对比验证了本构模型的合理性。该模型从宏观出发，能更好地表征复合材料编织物在拉伸过程中由于大变形所引起的非线性各向异性力学行为，具有结果准确、简单实用等优点，为织物增强橡胶复合材料的设计应用提供了理论依据。
2023, 55(1):44-50.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.01.005
摘要:
为研究缝线对缝合复合材料T形连接件拉脱承载能力的增强机理，建立了未缝合复合材料T形连接件的有限元模型，数值分析结果与已有实验数据吻合较好。同时根据缝合复合材料T形连接件在宽度方向上的平移对称性，通过在模型边界加入特定的边界条件建立了缝合T形连接件的简化模型来模拟结构的渐进损伤过程。在此基础上，进一步研究了缝线的位置和横截面积对T形连接件在拉脱载荷下力学性能的影响。结果表明：缝线位置越靠近三角区，缝线对结构最大承载能力的影响越大。当筋条和蒙皮缝合的位置处于三角区边缘时，较细的缝线会减弱结构的承载能力，而较粗的缝线则起大幅增强作用。
为研究缝线对缝合复合材料T形连接件拉脱承载能力的增强机理，建立了未缝合复合材料T形连接件的有限元模型，数值分析结果与已有实验数据吻合较好。同时根据缝合复合材料T形连接件在宽度方向上的平移对称性，通过在模型边界加入特定的边界条件建立了缝合T形连接件的简化模型来模拟结构的渐进损伤过程。在此基础上，进一步研究了缝线的位置和横截面积对T形连接件在拉脱载荷下力学性能的影响。结果表明：缝线位置越靠近三角区，缝线对结构最大承载能力的影响越大。当筋条和蒙皮缝合的位置处于三角区边缘时，较细的缝线会减弱结构的承载能力，而较粗的缝线则起大幅增强作用。
2023, 55(4):589-596.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.003
摘要:
为了降低旋转爆震发动机燃烧室壁面温度，设计了陶瓷基复合材料燃烧室主动冷却结构。对燃烧室主动冷却结构的传热特性进行数值模拟，获得主动冷却燃烧室壁面温度响应和温度分布规律。对燃烧室主动冷却结构进行了模型简化，将模拟旋转爆震波获得的不同壁面温度下的热流密度参数加载在冷却模型上，提高了壁面温度模拟的计算效率。结果表明：燃烧室内壁面热流密度随着壁面温度的升高而降低，扩散区的平均热流密度最大；陶瓷基复合材料燃烧室主动冷却结构可以有效降低燃烧室壁面温度，在相同冷却流量下，矩形冷却截面的冷却效果优于圆形冷却截面，可以将燃烧室壁面的温度降到1 200 K以下；燃烧室壁面最高温度在燃烧室中段区域。
为了降低旋转爆震发动机燃烧室壁面温度，设计了陶瓷基复合材料燃烧室主动冷却结构。对燃烧室主动冷却结构的传热特性进行数值模拟，获得主动冷却燃烧室壁面温度响应和温度分布规律。对燃烧室主动冷却结构进行了模型简化，将模拟旋转爆震波获得的不同壁面温度下的热流密度参数加载在冷却模型上，提高了壁面温度模拟的计算效率。结果表明：燃烧室内壁面热流密度随着壁面温度的升高而降低，扩散区的平均热流密度最大；陶瓷基复合材料燃烧室主动冷却结构可以有效降低燃烧室壁面温度，在相同冷却流量下，矩形冷却截面的冷却效果优于圆形冷却截面，可以将燃烧室壁面的温度降到1 200 K以下；燃烧室壁面最高温度在燃烧室中段区域。
2023, 55(1):51-57.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.01.006
摘要:
为了探究复合材料波纹腹板梁在坠撞过程中的吸能性能，对复合材料波纹腹板梁试验件进行了动态冲击压溃试验研究，得到了试验件的损伤破坏形貌以及载荷和能量的历程曲线。基于ABAQUS/Explicit平台二次开发得到了模拟复合材料波纹腹板梁冲击压溃过程的仿真分析模型，模型采用了改进的Hashin损伤判定准则和Choi-Chang准则综合判断单元失效，并结合Cohesive界面单元，可较为真实地反映所研究复合材料层合结构的各向异性和渐进损伤特性。通过数值模拟得到了能量评估参数比吸能（Specific energy absorption， SEA）和平均压溃载荷，与试验结果进行了对比分析。基于仿真分析模型，本文进一步研究了不同波数的复合材料波纹腹板梁的吸能能力。数值模拟结果表明：波纹腹板梁在冲击载荷作用下发生了渐进压溃失效；平均压溃载荷的相对误差较小，验证了模型的有效性；在腹板单波长度不变的情况下，波纹腹板梁的长度对抗冲击吸能的影响较大。当波纹腹板梁长度较小时，结构容易失稳，无法有效地吸收能量。
为了探究复合材料波纹腹板梁在坠撞过程中的吸能性能，对复合材料波纹腹板梁试验件进行了动态冲击压溃试验研究，得到了试验件的损伤破坏形貌以及载荷和能量的历程曲线。基于ABAQUS/Explicit平台二次开发得到了模拟复合材料波纹腹板梁冲击压溃过程的仿真分析模型，模型采用了改进的Hashin损伤判定准则和Choi-Chang准则综合判断单元失效，并结合Cohesive界面单元，可较为真实地反映所研究复合材料层合结构的各向异性和渐进损伤特性。通过数值模拟得到了能量评估参数比吸能（Specific energy absorption， SEA）和平均压溃载荷，与试验结果进行了对比分析。基于仿真分析模型，本文进一步研究了不同波数的复合材料波纹腹板梁的吸能能力。数值模拟结果表明：波纹腹板梁在冲击载荷作用下发生了渐进压溃失效；平均压溃载荷的相对误差较小，验证了模型的有效性；在腹板单波长度不变的情况下，波纹腹板梁的长度对抗冲击吸能的影响较大。当波纹腹板梁长度较小时，结构容易失稳，无法有效地吸收能量。
2023, 55(6):1126-1132.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.06.020
摘要:
探讨了一种高效的三维涡流无损检测求解模型。该模型首次使用截断型自适应交叉算法和奇异值分解算法加速基于边界元法的涡流无损检测模型。该模型使用没有低频崩溃问题的Stratton-Chu 方程作为边界积分方程，然后使用Rao-Wilton-Glisson矢量基函数和脉冲基函数分别将等效面电流、磁流和磁场法向分量展开，通过Galerkin方法测试，得到阻抗矩阵。借助八叉树结构，根据块与块之间的距离关系将阻抗矩阵分为对角块、近区块和远区块，其中对角块和近区块使用边界元法直接计算存储，远区块通过综合运用自适应交叉算法、奇异值分解算法和截断核函数算法进行压缩存储。最后，以涡流无损检测基准问题为例，将运用该方法预测的结果与其他模型预测的结果以及实验结果相比较，验证了所提求解模型的准确性和有效性。
探讨了一种高效的三维涡流无损检测求解模型。该模型首次使用截断型自适应交叉算法和奇异值分解算法加速基于边界元法的涡流无损检测模型。该模型使用没有低频崩溃问题的Stratton-Chu 方程作为边界积分方程，然后使用Rao-Wilton-Glisson矢量基函数和脉冲基函数分别将等效面电流、磁流和磁场法向分量展开，通过Galerkin方法测试，得到阻抗矩阵。借助八叉树结构，根据块与块之间的距离关系将阻抗矩阵分为对角块、近区块和远区块，其中对角块和近区块使用边界元法直接计算存储，远区块通过综合运用自适应交叉算法、奇异值分解算法和截断核函数算法进行压缩存储。最后，以涡流无损检测基准问题为例，将运用该方法预测的结果与其他模型预测的结果以及实验结果相比较，验证了所提求解模型的准确性和有效性。
2023, 55(6):1100-1110.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.06.017
摘要:
如何快速准确检测结构疲劳试验中的薄弱部位是个难题。常规方法严重依赖试验人员的工作经验且效率低下，因此提出一种基于结构疲劳试验实测应变数据的裂纹检测新方法。首先对海量散乱试验数据进行了整合，采用负载均衡原理和并行技术大大提升了处理效率；其次提出了一种基于曲线最小变形能的光顺算法，降低了试验数据中包含的噪声，为后续分析计算提供了数据支撑；最后定义了回归函数和裂纹判定准则，通过L-M算法求解回归模型的关键参数实现了结构疲劳裂纹的检测，极大提高了裂纹检测的准确性。开发了关键结构疲劳试验数据后处理及分析软件，实例表明本文提供的方法有效、可靠。
如何快速准确检测结构疲劳试验中的薄弱部位是个难题。常规方法严重依赖试验人员的工作经验且效率低下，因此提出一种基于结构疲劳试验实测应变数据的裂纹检测新方法。首先对海量散乱试验数据进行了整合，采用负载均衡原理和并行技术大大提升了处理效率；其次提出了一种基于曲线最小变形能的光顺算法，降低了试验数据中包含的噪声，为后续分析计算提供了数据支撑；最后定义了回归函数和裂纹判定准则，通过L-M算法求解回归模型的关键参数实现了结构疲劳裂纹的检测，极大提高了裂纹检测的准确性。开发了关键结构疲劳试验数据后处理及分析软件，实例表明本文提供的方法有效、可靠。
2023, 55(3):379-400.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.03.003
摘要:
刚性折纸是折纸领域中一个非常活跃的分支，在折展时可以实现二维与三维的连续变换且折痕以外的面板内部无应变，适用于多种刚性折展机构。基于刚性折纸构型衍生的空间折展机构具有形面精度高、折展比大和自由度数量少等特点，可以满足航天工程对空间折展机构大尺度、轻量化以及高精度的需求。针对未来发展趋势，概述了刚性折纸几何设计及运动学基础，阐述了目前与空间折展机构相关的刚性折纸的典型构型，重点介绍了各种构型的特点及相关研究进展。根据折痕的复杂程度，从不同刚性折纸构型出发，综述了面向空间折展机构的刚性折纸的应用及研究现状；从构型创新设计方法、厚板化设计方法、动力学特性分析方法、机构智能化设计方法和微重力卸载方法5个方面展望了基于刚性折纸的空间折展机构未来的发展方向及研究重点，旨在为大型空间折展机构的基础研究和工程应用提供借鉴与参考。
刚性折纸是折纸领域中一个非常活跃的分支，在折展时可以实现二维与三维的连续变换且折痕以外的面板内部无应变，适用于多种刚性折展机构。基于刚性折纸构型衍生的空间折展机构具有形面精度高、折展比大和自由度数量少等特点，可以满足航天工程对空间折展机构大尺度、轻量化以及高精度的需求。针对未来发展趋势，概述了刚性折纸几何设计及运动学基础，阐述了目前与空间折展机构相关的刚性折纸的典型构型，重点介绍了各种构型的特点及相关研究进展。根据折痕的复杂程度，从不同刚性折纸构型出发，综述了面向空间折展机构的刚性折纸的应用及研究现状；从构型创新设计方法、厚板化设计方法、动力学特性分析方法、机构智能化设计方法和微重力卸载方法5个方面展望了基于刚性折纸的空间折展机构未来的发展方向及研究重点，旨在为大型空间折展机构的基础研究和工程应用提供借鉴与参考。
2023, 55(3):507-514.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.03.016
摘要:
碳纳米管通道内的受限水具有与体相水截然不同的物理力学性质。当纳米管直径低至约0.8 nm时，通道内水分子形成与生物水通道内类似的单链结构，并显现出极高的流速和离子排斥能力。尽管基于经验势的分子动力学模拟在揭示单链水的奇特行为方面发挥了重要作用，但其模拟结果通常依赖于水模型和壁面-水作用参数选取。本文以从头算分子动力学计算结果为数据集，通过深度神经网络训练获得描述碳纳米管内单链水的深度学习势。基于深度学习势的分子动力学模拟在势能和原子受力方面具有近似第一性原理水平的准确性但低得多的计算成本，能准确重现从头算分子动力学得到的单链水性质，包括O-H键长、H-O-H键角、取向角和密度分布等。此外，本文对比了该深度学习势与常用经典水模型所得结果的异同。本文所构建的深度学习势为以接近第一性原理的准确性进行碳纳米管内单链水体系的大尺寸、长时间模拟提供了可能。
碳纳米管通道内的受限水具有与体相水截然不同的物理力学性质。当纳米管直径低至约0.8 nm时，通道内水分子形成与生物水通道内类似的单链结构，并显现出极高的流速和离子排斥能力。尽管基于经验势的分子动力学模拟在揭示单链水的奇特行为方面发挥了重要作用，但其模拟结果通常依赖于水模型和壁面-水作用参数选取。本文以从头算分子动力学计算结果为数据集，通过深度神经网络训练获得描述碳纳米管内单链水的深度学习势。基于深度学习势的分子动力学模拟在势能和原子受力方面具有近似第一性原理水平的准确性但低得多的计算成本，能准确重现从头算分子动力学得到的单链水性质，包括O-H键长、H-O-H键角、取向角和密度分布等。此外，本文对比了该深度学习势与常用经典水模型所得结果的异同。本文所构建的深度学习势为以接近第一性原理的准确性进行碳纳米管内单链水体系的大尺寸、长时间模拟提供了可能。
2023, 55(3):497-506.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.03.015
摘要:
利用超声导波对板结构中的缺陷进行反演可以确定缺陷的位置和形状信息，针对走时成像方法在低频范围内效果不佳的问题，提出一种基于波动场的超声导波缺陷反演成像方法。根据波动方程推导出波束成形成像原理，利用Born近似下的散射场数据对成像区域像素点的值进行相干叠加，得到缺陷的位置和形状。再通过波束成形与傅里叶衍射定理在频域的映射关系，将波束成形的结果转化为衍射层析成像图像，得到了更为清晰的反演图像。针对衍射层析成像中存在伪影和噪声的问题，利用二维变分模态分解（Two-dimensional variational mode decomposition ，2D-VMD）方法对图像进行降噪处理，有效去除了伪影和缺陷轮廓边缘的毛刺，进一步提高了成像分辨率。反演结果表明该方法可以较为准确地重构出铝板上减薄缺陷的位置、大小和形状，具有较高的分辨率。
利用超声导波对板结构中的缺陷进行反演可以确定缺陷的位置和形状信息，针对走时成像方法在低频范围内效果不佳的问题，提出一种基于波动场的超声导波缺陷反演成像方法。根据波动方程推导出波束成形成像原理，利用Born近似下的散射场数据对成像区域像素点的值进行相干叠加，得到缺陷的位置和形状。再通过波束成形与傅里叶衍射定理在频域的映射关系，将波束成形的结果转化为衍射层析成像图像，得到了更为清晰的反演图像。针对衍射层析成像中存在伪影和噪声的问题，利用二维变分模态分解（Two-dimensional variational mode decomposition ，2D-VMD）方法对图像进行降噪处理，有效去除了伪影和缺陷轮廓边缘的毛刺，进一步提高了成像分辨率。反演结果表明该方法可以较为准确地重构出铝板上减薄缺陷的位置、大小和形状，具有较高的分辨率。
2023, 55(2):193-201.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.003
摘要:
变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机，通过对其飞行特性进行仿真，可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型，并对样机进行仿真计算。根据参数对于飞行性能及配平结果的影响，规划算例样机的旋翼直径变化范围、变直径时机及变直径操纵策略，得到样机最佳旋翼直径变化范围为0.7R~1.15R，最佳变直径时机为：360 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径增大过程，250 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径减小过程。同时基于西科夫斯基变直径旋翼设计了一种变截面扭管形式的变直径旋翼操纵策略。
变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机，通过对其飞行特性进行仿真，可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型，并对样机进行仿真计算。根据参数对于飞行性能及配平结果的影响，规划算例样机的旋翼直径变化范围、变直径时机及变直径操纵策略，得到样机最佳旋翼直径变化范围为0.7R~1.15R，最佳变直径时机为：360 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径增大过程，250 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径减小过程。同时基于西科夫斯基变直径旋翼设计了一种变截面扭管形式的变直径旋翼操纵策略。
2023, 55(2):311-319.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.017
摘要:
发射箱盖需要满足轻质、结构紧凑等要求。为了满足性能需求，在易碎盖结构方面提出了新的设计方案，即非穿透间隔割缝复合材料易碎盖。针对承压与冲破两种工况展开了试验，分别建立了承压和冲破渐进损伤有限元模型，分析了结构参数对新结构易碎盖力学性能的影响，并探讨易碎盖冲破的损伤失效机理。结果表明，本文建立的有限元模型可有效预测承压工况下盖体的最大变形和冲破工况下盖体的冲破压力；盖体厚度的增大会导致易碎盖承压工况下最大变形减小和冲破工况下冲破压力的增大；而割缝宽度的增大，对承压工况下盖体最大变形的影响较小，但在冲破工况下易碎盖薄弱区会更早进入损伤失效阶段，对其冲破性能产生负面影响。
发射箱盖需要满足轻质、结构紧凑等要求。为了满足性能需求，在易碎盖结构方面提出了新的设计方案，即非穿透间隔割缝复合材料易碎盖。针对承压与冲破两种工况展开了试验，分别建立了承压和冲破渐进损伤有限元模型，分析了结构参数对新结构易碎盖力学性能的影响，并探讨易碎盖冲破的损伤失效机理。结果表明，本文建立的有限元模型可有效预测承压工况下盖体的最大变形和冲破工况下盖体的冲破压力；盖体厚度的增大会导致易碎盖承压工况下最大变形减小和冲破工况下冲破压力的增大；而割缝宽度的增大，对承压工况下盖体最大变形的影响较小，但在冲破工况下易碎盖薄弱区会更早进入损伤失效阶段，对其冲破性能产生负面影响。
2023, 55(6):1111-1117.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.06.018
摘要:
针对石英纤维与碳纤维混杂加筋壁板，研究其在剪切载荷作用下的极限承载能力，分析其损伤破坏模式。使用二维Hashin准则和二次名义应力准则作为混杂复合材料加筋壁板的层内和层间失效判据，建立了考虑渐进损伤的剪切破坏分析模型，并在ABAQUS有限元软件平台进行建模与求解。开展了石英纤维与碳纤维混杂加筋壁板剪切试验，测量其破坏载荷，获得其典型破坏模式。仿真结果与试验结果的屈曲载荷和破坏载荷相对误差均在15%以内，破坏模式一致，验证了该建模分析方法的可行性与有效性。
针对石英纤维与碳纤维混杂加筋壁板，研究其在剪切载荷作用下的极限承载能力，分析其损伤破坏模式。使用二维Hashin准则和二次名义应力准则作为混杂复合材料加筋壁板的层内和层间失效判据，建立了考虑渐进损伤的剪切破坏分析模型，并在ABAQUS有限元软件平台进行建模与求解。开展了石英纤维与碳纤维混杂加筋壁板剪切试验，测量其破坏载荷，获得其典型破坏模式。仿真结果与试验结果的屈曲载荷和破坏载荷相对误差均在15%以内，破坏模式一致，验证了该建模分析方法的可行性与有效性。