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。
2024, 56(1):1-16.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.001
摘要:
搅拌摩擦沉积增材（Additive friction stir deposition， AFSD）是一种先进的固相增材制造（Additive manufacturing， AM）技术。与传统基于熔融的增材制造技术相比，它具有增材结构致密、材料低变形和过程高效节能等优势，在航空装备制造、交通运输、机械制造等领域拥有广阔的应用前景。本文综述了AFSD技术的原理、优势、组织演变特点和应用情况。重点介绍了AFSD过程中“工艺条件-微观组织-力学性能”相关性的研究现状，沉积材料力学性能受材料流动状态、界面连接机制、微观组织演变情况的综合影响。列举了AFSD技术在大型构件整体制造、高性能涂层、表面缺陷修复等领域的应用。最后，对AFSD技术进行了展望，指出该技术在工艺与组织变化耦合、原位变形条件模拟、工具头设计和新材料增材等方面需进一步研究和突破。
搅拌摩擦沉积增材（Additive friction stir deposition， AFSD）是一种先进的固相增材制造（Additive manufacturing， AM）技术。与传统基于熔融的增材制造技术相比，它具有增材结构致密、材料低变形和过程高效节能等优势，在航空装备制造、交通运输、机械制造等领域拥有广阔的应用前景。本文综述了AFSD技术的原理、优势、组织演变特点和应用情况。重点介绍了AFSD过程中“工艺条件-微观组织-力学性能”相关性的研究现状，沉积材料力学性能受材料流动状态、界面连接机制、微观组织演变情况的综合影响。列举了AFSD技术在大型构件整体制造、高性能涂层、表面缺陷修复等领域的应用。最后，对AFSD技术进行了展望，指出该技术在工艺与组织变化耦合、原位变形条件模拟、工具头设计和新材料增材等方面需进一步研究和突破。
2024, 56(1):44-54.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.004
摘要:
榫槽是航空发动机涡轮盘上的重要结构，电解拉削是实现该结构高效、低成本制造的潜在解决方案。为了掌握电解拉削加工参数对轮廓精度和表面质量的影响规律，建立了电解拉削多场耦合模型，阐明了工具阴极长度对加工间隙产物分布的影响规律，获得了优选的工具阴极长度参数。开展了平面电解拉削加工试验，探究了进给速度和加工间隙对工件表面质量和型面进出口去除量差的影响规律，确定了较优的加工参数。试验结果表明，采用优化的加工参数可以获得较好的表面质量并有效控制了型面进出口去除量差。最后，采用优化的参数开展了典型涡轮盘榫槽结构单元件的电解拉削加工试验，试件具有较好的表面质量和轮廓重复精度。
榫槽是航空发动机涡轮盘上的重要结构，电解拉削是实现该结构高效、低成本制造的潜在解决方案。为了掌握电解拉削加工参数对轮廓精度和表面质量的影响规律，建立了电解拉削多场耦合模型，阐明了工具阴极长度对加工间隙产物分布的影响规律，获得了优选的工具阴极长度参数。开展了平面电解拉削加工试验，探究了进给速度和加工间隙对工件表面质量和型面进出口去除量差的影响规律，确定了较优的加工参数。试验结果表明，采用优化的加工参数可以获得较好的表面质量并有效控制了型面进出口去除量差。最后，采用优化的参数开展了典型涡轮盘榫槽结构单元件的电解拉削加工试验，试件具有较好的表面质量和轮廓重复精度。
2024, 56(1):71-79.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.007
摘要:
针对FGH96粉末高温合金，开展了500 ℃和700 ℃不同过载比下的疲劳裂纹扩展过载迟滞行为试验，分析了试验温度、过载比等对FGH96合金裂纹扩展过载迟滞行为的影响，对其疲劳裂纹扩展过载迟滞行为进行了预测分析。结果表明：对于FGH96合金，过载比越大，过载迟滞效应越明显，相同过载比时700 ℃下的过载迟滞效应比500 ℃更为明显。过载比分别为1.2和1.4时，过载迟滞效应不明显，广义Willenborg模型、改进的广义Willenborg模型以及修正Willenborg模型的预测结果差别不大，与试验结果差别也不大。过载比为1.6时，过载迟滞效应明显，修正Willenborg模型对裂纹扩展曲线的预测结果与试验结果较为吻合，裂纹扩展寿命预测误差小于10%，广义Willenborg模型和改进的广义Willenborg模型对裂纹扩展曲线的预测结果接近，与试验结果差别较大，裂纹扩展寿命预测结果与试验结果差别也较大。
针对FGH96粉末高温合金，开展了500 ℃和700 ℃不同过载比下的疲劳裂纹扩展过载迟滞行为试验，分析了试验温度、过载比等对FGH96合金裂纹扩展过载迟滞行为的影响，对其疲劳裂纹扩展过载迟滞行为进行了预测分析。结果表明：对于FGH96合金，过载比越大，过载迟滞效应越明显，相同过载比时700 ℃下的过载迟滞效应比500 ℃更为明显。过载比分别为1.2和1.4时，过载迟滞效应不明显，广义Willenborg模型、改进的广义Willenborg模型以及修正Willenborg模型的预测结果差别不大，与试验结果差别也不大。过载比为1.6时，过载迟滞效应明显，修正Willenborg模型对裂纹扩展曲线的预测结果与试验结果较为吻合，裂纹扩展寿命预测误差小于10%，广义Willenborg模型和改进的广义Willenborg模型对裂纹扩展曲线的预测结果接近，与试验结果差别较大，裂纹扩展寿命预测结果与试验结果差别也较大。
2024, 56(1):80-87.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.008
摘要:
针对当前数字化车间制造数据冗余性高、传输协议不一致的问题，提出一种面向边缘计算的车间数据实时融合方法。首先，围绕边缘计算思想，建立基于物联网的车间数据实时采集体系架构；其次，借鉴证据理论，以一致性检测和归一化后的数据为基础，提出互支持度进行证据转换，并引入改进的证据组合规则获得融合数据，减少设备端上传的数据量，减轻传输网络的传输压力；然后，以OPC UA信息模型为基础，构建协议转换所需配置的信息层次结构模型，以可视化配置的形式完成协议转换，为车间数据提供统一的传输接口；最后，以某航天制造车间总线控制台为验证对象，验证了所提方法的有效性。
针对当前数字化车间制造数据冗余性高、传输协议不一致的问题，提出一种面向边缘计算的车间数据实时融合方法。首先，围绕边缘计算思想，建立基于物联网的车间数据实时采集体系架构；其次，借鉴证据理论，以一致性检测和归一化后的数据为基础，提出互支持度进行证据转换，并引入改进的证据组合规则获得融合数据，减少设备端上传的数据量，减轻传输网络的传输压力；然后，以OPC UA信息模型为基础，构建协议转换所需配置的信息层次结构模型，以可视化配置的形式完成协议转换，为车间数据提供统一的传输接口；最后，以某航天制造车间总线控制台为验证对象，验证了所提方法的有效性。
2024, 56(1):88-95.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.009
摘要:
三维基准转换广泛应用于大地测量、摄影测量、点云配准等领域，求解大角度、任意比例尺的三维基准转换参数的研究有很多。然而，当观测值中含有粗差时，得到的转换参数估值会受到不利影响甚至被严重扭曲。为处理含有粗差的大角度三维基准转换问题，本文首先将大角度三维基准转换问题抽象为具有等式约束的最小二乘问题（Constrained least squares， CLS），推导参数在正交约束条件下的最小二乘解。然后，将灵敏度分析方法应用到CLS问题中，研究残差加权平方和对观测值扰动的局部敏感性，并基于这些敏感度指标构造局部检验统计量，进而推导出一个适用于CLS问题的粗差探测算法。最后，为核实该算法的有效性进行了仿真与实测数据实验。实验结果表明：本文提出的基于灵敏度检验统计量的数据探测算法可以降低粗差的负面影响，得到可靠的参数估值，从而有效解决大角度三维基准转换中的粗差处理问题。
三维基准转换广泛应用于大地测量、摄影测量、点云配准等领域，求解大角度、任意比例尺的三维基准转换参数的研究有很多。然而，当观测值中含有粗差时，得到的转换参数估值会受到不利影响甚至被严重扭曲。为处理含有粗差的大角度三维基准转换问题，本文首先将大角度三维基准转换问题抽象为具有等式约束的最小二乘问题（Constrained least squares， CLS），推导参数在正交约束条件下的最小二乘解。然后，将灵敏度分析方法应用到CLS问题中，研究残差加权平方和对观测值扰动的局部敏感性，并基于这些敏感度指标构造局部检验统计量，进而推导出一个适用于CLS问题的粗差探测算法。最后，为核实该算法的有效性进行了仿真与实测数据实验。实验结果表明：本文提出的基于灵敏度检验统计量的数据探测算法可以降低粗差的负面影响，得到可靠的参数估值，从而有效解决大角度三维基准转换中的粗差处理问题。
2024, 56(1):96-102.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.010
摘要:
为了研究飞机结构中不同开孔尺寸加筋壁板在压缩载荷下的屈曲行为和后屈曲行为，本文设计了相应的试验方法和试验夹具，完成了壁板压缩试验。得到了不同开孔尺寸加筋壁板的屈曲/破坏载荷、失稳过程及破坏模式。结果表明：加筋壁板的屈曲模式是筋条间蒙皮和筋条外蒙皮发生相反的变形，且屈曲模态随载荷的增加发生多次跳变；加筋壁板的压缩破坏模式是在屈曲变形的基础上筋条伴有明显的变形。针对不同开孔尺寸的加筋壁板进行压缩加载有限元仿真，得到的屈曲与破坏模式和试验的吻合，屈曲/破坏载荷与试验结果的误差在4%以内，验证了有限元模型的有效性。随着开孔尺寸的增加，加筋壁板的屈服载荷先缓慢减小后快速增大；壁板的破坏载荷逐渐减小，最终结构失去后屈曲承载能力。
为了研究飞机结构中不同开孔尺寸加筋壁板在压缩载荷下的屈曲行为和后屈曲行为，本文设计了相应的试验方法和试验夹具，完成了壁板压缩试验。得到了不同开孔尺寸加筋壁板的屈曲/破坏载荷、失稳过程及破坏模式。结果表明：加筋壁板的屈曲模式是筋条间蒙皮和筋条外蒙皮发生相反的变形，且屈曲模态随载荷的增加发生多次跳变；加筋壁板的压缩破坏模式是在屈曲变形的基础上筋条伴有明显的变形。针对不同开孔尺寸的加筋壁板进行压缩加载有限元仿真，得到的屈曲与破坏模式和试验的吻合，屈曲/破坏载荷与试验结果的误差在4%以内，验证了有限元模型的有效性。随着开孔尺寸的增加，加筋壁板的屈服载荷先缓慢减小后快速增大；壁板的破坏载荷逐渐减小，最终结构失去后屈曲承载能力。
2024, 56(1):103-115.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.011
摘要:
对非对称结构形式的变厚度复合材料层合板在准静态压缩载荷下的失效机理进行了试验和数值研究。在ABAQUS / Explicit中建立全新的三维有限元模型（Finite element model， FEM），其中Hashin准则用于复合材料层合板渐进失效分析，内聚力建模用于模拟分层的萌生和扩展。根据试验得到的应变数据分析，不连续的中性轴使层合板中产生弯矩，这些弯矩与轴向压缩载荷相互耦合，共同作用在层合板上。有限元结果表明，在薄段和变厚度段的交界处存在明显的应力集中，且薄段的应力大于厚段的应力。在交界处，发生了分层以及纤维和基体的压缩损伤，这与试验的结果一致。FEM预测的极限荷载比试验测得的平均极限荷载小10.7%，证明了模型的可行性和合理性。
对非对称结构形式的变厚度复合材料层合板在准静态压缩载荷下的失效机理进行了试验和数值研究。在ABAQUS / Explicit中建立全新的三维有限元模型（Finite element model， FEM），其中Hashin准则用于复合材料层合板渐进失效分析，内聚力建模用于模拟分层的萌生和扩展。根据试验得到的应变数据分析，不连续的中性轴使层合板中产生弯矩，这些弯矩与轴向压缩载荷相互耦合，共同作用在层合板上。有限元结果表明，在薄段和变厚度段的交界处存在明显的应力集中，且薄段的应力大于厚段的应力。在交界处，发生了分层以及纤维和基体的压缩损伤，这与试验的结果一致。FEM预测的极限荷载比试验测得的平均极限荷载小10.7%，证明了模型的可行性和合理性。
2024, 56(1):116-123.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.012
摘要:
为了模拟单向陶瓷基复合材料（Ceramic matrix composites， CMCs）在受到疲劳加载时的应力-应变关系，建立不同循环次数、不同疲劳峰值载荷的单向陶瓷基复合材料疲劳迟滞回线理论模型。将加载过程分为4个阶段且脱粘区域由新正向滑移区域、旧正向滑移区域和反向滑移区域组成，卸载过程滑移区域分为新正向滑移区域和反向滑移区域。分析了加载和卸载各个区域纤维轴向应力分布，推导了4个加载阶段和卸载对应的疲劳应力应变关系。预测了单向陶瓷基复合材料在不同峰值应力和不同循环的疲劳迟滞曲线，发现预测结果与文献中实验结果吻合较好。
为了模拟单向陶瓷基复合材料（Ceramic matrix composites， CMCs）在受到疲劳加载时的应力-应变关系，建立不同循环次数、不同疲劳峰值载荷的单向陶瓷基复合材料疲劳迟滞回线理论模型。将加载过程分为4个阶段且脱粘区域由新正向滑移区域、旧正向滑移区域和反向滑移区域组成，卸载过程滑移区域分为新正向滑移区域和反向滑移区域。分析了加载和卸载各个区域纤维轴向应力分布，推导了4个加载阶段和卸载对应的疲劳应力应变关系。预测了单向陶瓷基复合材料在不同峰值应力和不同循环的疲劳迟滞曲线，发现预测结果与文献中实验结果吻合较好。
2024, 56(1):124-133.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.013
摘要:
对应用超声导波在线监测信息评估复合材料加筋结构冲击后剩余强度进行了研究。首先针对所监测的对象设计布置了压电传感网络并构建结构健康监测系统，通过局部信号差分系数计算出不同传感路径上的损伤指标，融合损伤概率成像方法识别损伤位置，测算形状因子以近似表征损伤尺寸。然后构建加筋结构有限元模型，由在线监测结果反馈损伤信息，采用软化夹杂法等效冲击损伤，依据复合材料损伤渐进失效分析理论，预测冲击后加筋结构的剩余极限强度。通过低速冲击、超声导波监测和压缩强度等一系列实验验证了所提出方法的有效性，为结构健康监测最高层次的应用提供基础。
对应用超声导波在线监测信息评估复合材料加筋结构冲击后剩余强度进行了研究。首先针对所监测的对象设计布置了压电传感网络并构建结构健康监测系统，通过局部信号差分系数计算出不同传感路径上的损伤指标，融合损伤概率成像方法识别损伤位置，测算形状因子以近似表征损伤尺寸。然后构建加筋结构有限元模型，由在线监测结果反馈损伤信息，采用软化夹杂法等效冲击损伤，依据复合材料损伤渐进失效分析理论，预测冲击后加筋结构的剩余极限强度。通过低速冲击、超声导波监测和压缩强度等一系列实验验证了所提出方法的有效性，为结构健康监测最高层次的应用提供基础。
2024, 56(1):134-143.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.014
摘要:
纤维金属板蜂窝夹芯结构作为一种轻质航空结构，研究其抗鸟体高速冲击性能具有重要的现实意义。本文提出一种基于连续介质损伤力学的有限元模型，研究鸟体高速冲击下纤维金属板蜂窝夹芯结构的力学行为及损伤机理。采用光滑粒子流体动力学（Smooth particle hydrodynamics， SPH）法对鸟体类流体力学行为进行建模；采用Johnson-Cook模型模拟金属层冲击力学响应；采用三维Hashin准则，考虑应变率效应，模拟复合材料层板面内损伤演化；采用界面单元模拟层间分层现象。编写用户材料VUMAT子程序，实现基于ABAQUS/Explicit软件平台的数值求解。探讨鸟体速度、蜂窝高度和面板厚度对纤维金属板蜂窝夹芯结构鸟体冲击性能的影响，分析预应力条件下纤维金属板蜂窝夹芯结构鸟体高速冲击损伤特性，为夹芯结构鸟体冲击问题数值分析提供一定的参考。
纤维金属板蜂窝夹芯结构作为一种轻质航空结构，研究其抗鸟体高速冲击性能具有重要的现实意义。本文提出一种基于连续介质损伤力学的有限元模型，研究鸟体高速冲击下纤维金属板蜂窝夹芯结构的力学行为及损伤机理。采用光滑粒子流体动力学（Smooth particle hydrodynamics， SPH）法对鸟体类流体力学行为进行建模；采用Johnson-Cook模型模拟金属层冲击力学响应；采用三维Hashin准则，考虑应变率效应，模拟复合材料层板面内损伤演化；采用界面单元模拟层间分层现象。编写用户材料VUMAT子程序，实现基于ABAQUS/Explicit软件平台的数值求解。探讨鸟体速度、蜂窝高度和面板厚度对纤维金属板蜂窝夹芯结构鸟体冲击性能的影响，分析预应力条件下纤维金属板蜂窝夹芯结构鸟体高速冲击损伤特性，为夹芯结构鸟体冲击问题数值分析提供一定的参考。
2024, 56(1):144-153.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.015
摘要:
复合材料以其比强度、比模量高，具有较好设计性等优点，成为轻量化装备的重要材料。复合材料生产过程中产生的残余应变是制约其快速发展和应用的重要因素之一，因此研究成形过程中材料内部应变变化十分必要。本文采用内埋光纤布拉格光栅（Fiber Bragg grating，FBG）的方法，对T700/C11预浸料在不同工艺参数下成形时内部应变及温度进行实时监测，探究了工艺条件对其内部应变的影响，建立了预测层合板残余应变数值分析模型，从而优化复合材料固化工艺参数。结果表明，合理地降低升温速率、使用较低热膨胀系数和导热系数的模具材料以及避免铺放误差可以有效降低残余应变。
复合材料以其比强度、比模量高，具有较好设计性等优点，成为轻量化装备的重要材料。复合材料生产过程中产生的残余应变是制约其快速发展和应用的重要因素之一，因此研究成形过程中材料内部应变变化十分必要。本文采用内埋光纤布拉格光栅（Fiber Bragg grating，FBG）的方法，对T700/C11预浸料在不同工艺参数下成形时内部应变及温度进行实时监测，探究了工艺条件对其内部应变的影响，建立了预测层合板残余应变数值分析模型，从而优化复合材料固化工艺参数。结果表明，合理地降低升温速率、使用较低热膨胀系数和导热系数的模具材料以及避免铺放误差可以有效降低残余应变。
2024, 56(1):154-162.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.016
摘要:
梯度加筋板结构以其优异性能广泛应用于航空航天、汽车和交通等领域。针对梯度板的渐变结构导致均匀化及两尺度优化设计计算量过大及效率过低的问题，本文采用机器学习方法搭建以微结构变形参数为输入、等效刚度系数为输出的人工神经网络，实现等效刚度的高效预测。在优化过程中，本文引入表征单胞变形的单元设计变量，实现梯度板局部变形的显式控制，并引入映射函数节点设计变量，保证优化过程中单胞的局部变形与映射函数一致，方便两尺度优化结果解耦。数值算例验证了本文方法的有效性和正确性。
梯度加筋板结构以其优异性能广泛应用于航空航天、汽车和交通等领域。针对梯度板的渐变结构导致均匀化及两尺度优化设计计算量过大及效率过低的问题，本文采用机器学习方法搭建以微结构变形参数为输入、等效刚度系数为输出的人工神经网络，实现等效刚度的高效预测。在优化过程中，本文引入表征单胞变形的单元设计变量，实现梯度板局部变形的显式控制，并引入映射函数节点设计变量，保证优化过程中单胞的局部变形与映射函数一致，方便两尺度优化结果解耦。数值算例验证了本文方法的有效性和正确性。
2024, 56(1):182-187.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.019
摘要:
为改善压痕法测试断裂韧性过程中测量标准不同和精度不足的问题，基于临界压痕能量（Critical indentation energy， CIE）法，提出了基于Berkovich压痕应变能量密度（Strain energy density， SED）评估钢材断裂韧性的方法。同时考虑弹性和塑性能量并修正临界总压深，评价了9种钢材的韧性。结果表明，发现仅考虑塑性能量所测量韧性的相对误差在5%~20%，而本文同时考虑弹性和塑性能量所测量韧性的相对误差在5%以内。同时，确定临界总压深的拟合范围需要避开材料近表面弹性模量上升的区域，改善了基于CIE法使用Berkovich压头评估钢材断裂韧性的精确度。
为改善压痕法测试断裂韧性过程中测量标准不同和精度不足的问题，基于临界压痕能量（Critical indentation energy， CIE）法，提出了基于Berkovich压痕应变能量密度（Strain energy density， SED）评估钢材断裂韧性的方法。同时考虑弹性和塑性能量并修正临界总压深，评价了9种钢材的韧性。结果表明，发现仅考虑塑性能量所测量韧性的相对误差在5%~20%，而本文同时考虑弹性和塑性能量所测量韧性的相对误差在5%以内。同时，确定临界总压深的拟合范围需要避开材料近表面弹性模量上升的区域，改善了基于CIE法使用Berkovich压头评估钢材断裂韧性的精确度。
2024, 56(1):31-43.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.003
摘要:
近年来大口径空间光学望远镜以高像质、宽波段、大幅宽等特点，在开展空间科学探索、精细化对地观测等方面越来越重要。大口径望远镜的主承力结构、大型光学组件的支撑结构往往采用桁架结构，本文围绕实现桁架结构的超轻、超稳特性，从构型优化设计、新型材料、先进制造工艺、精确测量标定方法等方面，系统性梳理了其理论基础、研究方法、应用现状等，并探讨了空间桁架结构技术的发展趋势。
近年来大口径空间光学望远镜以高像质、宽波段、大幅宽等特点，在开展空间科学探索、精细化对地观测等方面越来越重要。大口径望远镜的主承力结构、大型光学组件的支撑结构往往采用桁架结构，本文围绕实现桁架结构的超轻、超稳特性，从构型优化设计、新型材料、先进制造工艺、精确测量标定方法等方面，系统性梳理了其理论基础、研究方法、应用现状等，并探讨了空间桁架结构技术的发展趋势。
2024, 56(1):163-175.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.017
摘要:
乘波体在高空高超声速飞行时，流场温度急剧升高，气体热力学性质发生改变，其气动特性与采用完全气体模型得到的结果存在差异，因此在飞行器设计中开展真实气体效应影响研究具有重要的工程价值。本文针对锥导乘波体设计提出了一种考虑平衡气体效应的特征线方法（Method of characteristic， MOC），基于不同半锥角和不同流动捕获曲线生成了不同外形的乘波体，并使用快速估算方法估算平衡气体条件和完全气体条件下各乘波体的气动特性和几何特征参数，研究了不同气体模型对乘波体设计结果的影响。研究结果表明，高马赫数下基于平衡气体模型设计得到的乘波体升阻比、容积率和俯仰力矩系数等特性参数相比完全气体结果存在差异，并且平衡气体效应对不同外形乘波体的影响程度和影响规律不同。
乘波体在高空高超声速飞行时，流场温度急剧升高，气体热力学性质发生改变，其气动特性与采用完全气体模型得到的结果存在差异，因此在飞行器设计中开展真实气体效应影响研究具有重要的工程价值。本文针对锥导乘波体设计提出了一种考虑平衡气体效应的特征线方法（Method of characteristic， MOC），基于不同半锥角和不同流动捕获曲线生成了不同外形的乘波体，并使用快速估算方法估算平衡气体条件和完全气体条件下各乘波体的气动特性和几何特征参数，研究了不同气体模型对乘波体设计结果的影响。研究结果表明，高马赫数下基于平衡气体模型设计得到的乘波体升阻比、容积率和俯仰力矩系数等特性参数相比完全气体结果存在差异，并且平衡气体效应对不同外形乘波体的影响程度和影响规律不同。
2024, 56(1):17-30.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.002
摘要:
变刚度复合材料层合板由纤维曲线铺放而成，可以实现刚度分布的变化设计，与传统固定铺层角的复合材料层合板相比，变刚度复合材料层合板在减少重量和成本的同时，也提高了结构性能。随着铺放设备的发展，目前已经能够利用自动铺放技术实现纤维的曲线铺放。同时，为提高复合材料构件的结构性能和满足不同的工程实际需求，铺层设计方法也从单一角度的直线铺层逐渐向变角度曲线铺层发展。本文首先介绍了变刚度复合材料层合板设计制造方法与有限元建模，接着在刚度分布、屈曲特性、失效行为等方面阐述了变刚度复合材料层合板力学性能的研究进展，然后结合南京航空航天大学复合材料工程自动化技术研究中心在变刚度复合材料层合板振动特性方面的研究，对变刚度复合材料层合板振动特性进行了分析和概括，最后对变刚度复合材料层合板未来的研究趋势进行了论述与展望。
变刚度复合材料层合板由纤维曲线铺放而成，可以实现刚度分布的变化设计，与传统固定铺层角的复合材料层合板相比，变刚度复合材料层合板在减少重量和成本的同时，也提高了结构性能。随着铺放设备的发展，目前已经能够利用自动铺放技术实现纤维的曲线铺放。同时，为提高复合材料构件的结构性能和满足不同的工程实际需求，铺层设计方法也从单一角度的直线铺层逐渐向变角度曲线铺层发展。本文首先介绍了变刚度复合材料层合板设计制造方法与有限元建模，接着在刚度分布、屈曲特性、失效行为等方面阐述了变刚度复合材料层合板力学性能的研究进展，然后结合南京航空航天大学复合材料工程自动化技术研究中心在变刚度复合材料层合板振动特性方面的研究，对变刚度复合材料层合板振动特性进行了分析和概括，最后对变刚度复合材料层合板未来的研究趋势进行了论述与展望。
2024, 56(1):55-64.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.005
摘要:
辊压成形是一种通过顺序排布的成形模具渐近横向弯曲金属带材和板材的塑性加工工艺。由于其低成本、高效率、柔性化的特点，已成为中国新能源、航空航天、轨道交通等多个领域实现轻量化、节能、减排和安全性提升的重要技术之一。但是，该工艺的工序复杂性和离散性、材料厚向性能的不均匀性、设备信息化和柔性化自动化的低水平等问题，导致了它类似于“黑匣子”，使得产品质量难以预测，调试生产高度依赖人工经验，可成形截面受限，成品率不稳定。为此，本文提出了一种数据驱动的智能辊压成形装备（系统），并介绍了该装备（系统）的技术架构和特点。通过搭建基于人工智能的数据架构，该系统将传统辊压成形中的离散数据进行采集、筛选、集成、储存和分析。同时融合数字孪生、人工智能、轮廓检测技术和多智能体协同控制等来构建可以替代人工经验的自纠偏的生产模式。针对新能源汽车行业，本文给出了利用该系统解决的一个辊压成形的动力电池包结构件的回弹控制案例，并对该系统的发展给出了建议和展望。
辊压成形是一种通过顺序排布的成形模具渐近横向弯曲金属带材和板材的塑性加工工艺。由于其低成本、高效率、柔性化的特点，已成为中国新能源、航空航天、轨道交通等多个领域实现轻量化、节能、减排和安全性提升的重要技术之一。但是，该工艺的工序复杂性和离散性、材料厚向性能的不均匀性、设备信息化和柔性化自动化的低水平等问题，导致了它类似于“黑匣子”，使得产品质量难以预测，调试生产高度依赖人工经验，可成形截面受限，成品率不稳定。为此，本文提出了一种数据驱动的智能辊压成形装备（系统），并介绍了该装备（系统）的技术架构和特点。通过搭建基于人工智能的数据架构，该系统将传统辊压成形中的离散数据进行采集、筛选、集成、储存和分析。同时融合数字孪生、人工智能、轮廓检测技术和多智能体协同控制等来构建可以替代人工经验的自纠偏的生产模式。针对新能源汽车行业，本文给出了利用该系统解决的一个辊压成形的动力电池包结构件的回弹控制案例，并对该系统的发展给出了建议和展望。
2024, 56(1):65-70.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.01.006
摘要:
硬质合金是一种难加工材料，具有很高的硬度、强度、耐磨性和耐腐蚀性。为了实现对硬质合金材料的高效精密切削加工，本文以聚晶金刚石（Polycrystalline diamond， PCD）刀具铣削WC-15Co硬质合金为研究对象，基于Bifano切削厚度模型计算出WC-15Co的临界切削厚度，进而与切削参数对应的最大切削厚度比较，初步确定了被加工材料脆性域切削与延性域切削共存的跨域铣削参数范围。在此基础上，通过高速铣削试验，分析了每齿进给量、径向切削深度和切削速度等切削参数对试件已加工表面质量和切削力等的影响，并探讨了其作用机理。结果表明：在跨域铣削参数下，即当切削速度为300 m/min时，控制每齿进给量在11 μm/z以内，径向切削深度小于1 mm，可以获得延性域切削表面，此时表面粗糙度小于0.2 μm，表面无明显脆性破坏缺陷，材料去除率最高可达到157 mm3/min，显著高于纯延性域切削时的43 mm3/min。
硬质合金是一种难加工材料，具有很高的硬度、强度、耐磨性和耐腐蚀性。为了实现对硬质合金材料的高效精密切削加工，本文以聚晶金刚石（Polycrystalline diamond， PCD）刀具铣削WC-15Co硬质合金为研究对象，基于Bifano切削厚度模型计算出WC-15Co的临界切削厚度，进而与切削参数对应的最大切削厚度比较，初步确定了被加工材料脆性域切削与延性域切削共存的跨域铣削参数范围。在此基础上，通过高速铣削试验，分析了每齿进给量、径向切削深度和切削速度等切削参数对试件已加工表面质量和切削力等的影响，并探讨了其作用机理。结果表明：在跨域铣削参数下，即当切削速度为300 m/min时，控制每齿进给量在11 μm/z以内，径向切削深度小于1 mm，可以获得延性域切削表面，此时表面粗糙度小于0.2 μm，表面无明显脆性破坏缺陷，材料去除率最高可达到157 mm3/min，显著高于纯延性域切削时的43 mm3/min。
2024, 56(2):273-280.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.02.009
摘要:
基于高阶间断伽辽金方法对可压缩两相流问题进行了数值求解。计算区域采用非结构网格划分，对于欧拉方程以及Level Set方程分别使用牛顿法以及龙格库塔方法进行迭代求解，并通过统一算法进行数据交换，实现统一框架下Level Set方程在可压缩流场中的求解。最后，通过经典二维算例对本文所提算法展开验证。通过Zalesak圆盘等算例验证了算法的高分辨率、质量守恒性及其在处理大变形问题上的优势，然后对左行激波通过氦气气泡的数值模拟，验证了本文算法对流场两相流界面复杂形状的高精度捕捉能力。
基于高阶间断伽辽金方法对可压缩两相流问题进行了数值求解。计算区域采用非结构网格划分，对于欧拉方程以及Level Set方程分别使用牛顿法以及龙格库塔方法进行迭代求解，并通过统一算法进行数据交换，实现统一框架下Level Set方程在可压缩流场中的求解。最后，通过经典二维算例对本文所提算法展开验证。通过Zalesak圆盘等算例验证了算法的高分辨率、质量守恒性及其在处理大变形问题上的优势，然后对左行激波通过氦气气泡的数值模拟，验证了本文算法对流场两相流界面复杂形状的高精度捕捉能力。
2024, 56(2):208-216.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.02.002
摘要:
直升机高原重载快速飞行时，旋翼处于大总距状态，更易发生旋翼失速，导致操纵载荷显著增加。为解决这一问题，本文提出了基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法。传统直升机旋翼设计中，性能、噪声、空机重量控制等要求是常规的设计目标，对拉力性能影响不大的旋翼失速问题往往被忽视，但其对高原直升机来说影响重大。文中构建了旋翼动力学模型，并据此计算了桨叶动态气动力矩系数Cm随单位实度拉力系数CT/σ的变化曲线。以Cm突增作为旋翼失速基本判据，分析不同前进比μ ![]()
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直升机高原重载快速飞行时，旋翼处于大总距状态，更易发生旋翼失速，导致操纵载荷显著增加。为解决这一问题，本文提出了基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法。传统直升机旋翼设计中，性能、噪声、空机重量控制等要求是常规的设计目标，对拉力性能影响不大的旋翼失速问题往往被忽视，但其对高原直升机来说影响重大。文中构建了旋翼动力学模型，并据此计算了桨叶动态气动力矩系数Cm随单位实度拉力系数CT/σ的变化曲线。以Cm突增作为旋翼失速基本判据，分析不同前进比
2024, 56(2):242-252.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.02.006
摘要:
为精确预估流固耦合效应对旋翼桨叶振动响应及噪声计算的影响，本文建立了计算流体力学（Computational fluid dynamics，CFD）模型和高精度结构有限元模型，基于弱流固耦合方法完成了旋翼单向及双向流固耦合计算，并采用基于Kirchhoff方法对FW-H方程进行求解，分析了旋翼近场旋转噪声。首先，基于地面模态分析试验对桨叶结构有限元模型进行高精度建模，同时完成旋翼旋转状态的CFD计算，并采用两种网格映射方式和四点插值法进行流场与结构的数据传递，完成了旋翼单向稳态及单向瞬态流固耦合分析。然后采用双向弱流固耦合方法计算结构动响应及非定常流场，分析比较单、双向流固耦合计算方法下桨叶振动响应的差异。最后，基于单、双向流固耦合计算得到桨叶表面的时变气动压强，计算旋翼旋转噪声，分析比较单、双向流固耦合计算方法的旋转噪声大小及分布特征。结果表明，文中基于高精度桨叶模型及双向流固耦合方法计算出的桨叶动响应及噪声分布符合悬停旋转噪声规律，可为未来桨叶结构设计、强度校核及噪声预估提供参考。
为精确预估流固耦合效应对旋翼桨叶振动响应及噪声计算的影响，本文建立了计算流体力学（Computational fluid dynamics，CFD）模型和高精度结构有限元模型，基于弱流固耦合方法完成了旋翼单向及双向流固耦合计算，并采用基于Kirchhoff方法对FW-H方程进行求解，分析了旋翼近场旋转噪声。首先，基于地面模态分析试验对桨叶结构有限元模型进行高精度建模，同时完成旋翼旋转状态的CFD计算，并采用两种网格映射方式和四点插值法进行流场与结构的数据传递，完成了旋翼单向稳态及单向瞬态流固耦合分析。然后采用双向弱流固耦合方法计算结构动响应及非定常流场，分析比较单、双向流固耦合计算方法下桨叶振动响应的差异。最后，基于单、双向流固耦合计算得到桨叶表面的时变气动压强，计算旋翼旋转噪声，分析比较单、双向流固耦合计算方法的旋转噪声大小及分布特征。结果表明，文中基于高精度桨叶模型及双向流固耦合方法计算出的桨叶动响应及噪声分布符合悬停旋转噪声规律，可为未来桨叶结构设计、强度校核及噪声预估提供参考。
2024, 56(3):478-485.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.03.011
摘要:
复合材料格栅结构已大量应用于航空航天飞行器中，探究其力学性能具有重要的工程研究价值。为提高复合材料格栅结构的承载效率，提出一种基于“断筋”处理的纤维形态改善方法，通过有限元分析与试验验证的手段，研究了不同断筋比例对复合材料格栅结构节点处纤维形态和拉伸性能的影响。利用建立的有限元模型分析了断筋处理的复合材料格栅结构拉伸失效机理，仿真与试验结果误差均小于10%。结果表明：在成型过程中适当进行断筋处理，能够显著降低节点处纤维弯曲角度，提高拉伸性能。相较于不进行断筋处理，断筋比例为30%时，拉伸极限载荷提高了24.4%。
复合材料格栅结构已大量应用于航空航天飞行器中，探究其力学性能具有重要的工程研究价值。为提高复合材料格栅结构的承载效率，提出一种基于“断筋”处理的纤维形态改善方法，通过有限元分析与试验验证的手段，研究了不同断筋比例对复合材料格栅结构节点处纤维形态和拉伸性能的影响。利用建立的有限元模型分析了断筋处理的复合材料格栅结构拉伸失效机理，仿真与试验结果误差均小于10%。结果表明：在成型过程中适当进行断筋处理，能够显著降低节点处纤维弯曲角度，提高拉伸性能。相较于不进行断筋处理，断筋比例为30%时，拉伸极限载荷提高了24.4%。
2024, 56(3):468-477.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.03.010
摘要:
为研究复合材料开孔板在拉伸载荷下的失效行为，基于开孔板的拉伸试验建立了高精度的有限元仿真模型，并批量生成了拉伸载荷-位移曲线的数据集。提出了一种双长短时记忆（Long short-term memory，LSTM）神经网络模型用于预测载荷-位移曲线，其中第1个LSTM模型进行输入特征的提取，第2个LSTM模型直接给出载荷-位移曲线的预测。结果表明：这一模型能够高效、准确地预测开孔板的拉伸载荷-位移曲线，在测试集上的决定系数R2可以达到0.975 5，关键特征如初始刚度E0的预测误差仅为1.85%，极限载荷Fmax的预测误差仅为2.16%。
为研究复合材料开孔板在拉伸载荷下的失效行为，基于开孔板的拉伸试验建立了高精度的有限元仿真模型，并批量生成了拉伸载荷-位移曲线的数据集。提出了一种双长短时记忆（Long short-term memory，LSTM）神经网络模型用于预测载荷-位移曲线，其中第1个LSTM模型进行输入特征的提取，第2个LSTM模型直接给出载荷-位移曲线的预测。结果表明：这一模型能够高效、准确地预测开孔板的拉伸载荷-位移曲线，在测试集上的决定系数R2可以达到0.975 5，关键特征如初始刚度E0的预测误差仅为1.85%，极限载荷Fmax的预测误差仅为2.16%。
2024, 56(3):516-525.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.03.015
摘要:
鱼骨柔性翼（Fish bone active camber， FishBAC）是一种依靠结构变形实现机翼弯度变化的结构形式，相较于传统的离散式控制面和增升装置，可以在实现机翼弯度变化的同时保持气动表面的连续与光滑。然而，其依靠结构弹性变形实现机翼变弯度的基本特征可能引发潜在气动弹性问题。针对柔性翼潜在的气动弹性问题，本文从结构特性和气动弹性特性两方面进行了研究。在结构特性方面，基于欧拉梁理论和逐段刚化法建立等效结构模型，经有限元验证发现简化模型在计算非均质梁结构保持精度的同时提高了计算效率。在气动弹性特性分析方面，基于等效刚柔耦合翼型模型和非定常气动理论完成了气动弹性特性分析。结果表明，FishBAC建模时需考虑结构柔性，忽略结构柔性会对气动弹性特性的预测存在一定偏差。在驱动力矩低于1.5 N·m时，本文简化的等效结构模型可较好地预测考虑静气动弹性特性的机翼结构形变。使用本文提出的翼型模型考虑结构存在刚柔耦合特性，并预测柔性段所发生的弯度颤振，简化模型与MSC Nastran相比在颤振速度预测上保持了一致性。
鱼骨柔性翼（Fish bone active camber， FishBAC）是一种依靠结构变形实现机翼弯度变化的结构形式，相较于传统的离散式控制面和增升装置，可以在实现机翼弯度变化的同时保持气动表面的连续与光滑。然而，其依靠结构弹性变形实现机翼变弯度的基本特征可能引发潜在气动弹性问题。针对柔性翼潜在的气动弹性问题，本文从结构特性和气动弹性特性两方面进行了研究。在结构特性方面，基于欧拉梁理论和逐段刚化法建立等效结构模型，经有限元验证发现简化模型在计算非均质梁结构保持精度的同时提高了计算效率。在气动弹性特性分析方面，基于等效刚柔耦合翼型模型和非定常气动理论完成了气动弹性特性分析。结果表明，FishBAC建模时需考虑结构柔性，忽略结构柔性会对气动弹性特性的预测存在一定偏差。在驱动力矩低于1.5 N·m时，本文简化的等效结构模型可较好地预测考虑静气动弹性特性的机翼结构形变。使用本文提出的翼型模型考虑结构存在刚柔耦合特性，并预测柔性段所发生的弯度颤振，简化模型与MSC Nastran相比在颤振速度预测上保持了一致性。
2024, 56(3):504-515.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.03.014
摘要:
引入了一种基于特征点约束的飞机外翼对接位姿拟合粒子群优化方法，用于解决外翼对接时位姿拟合误差大的问题，以提高外翼对接精度。首先，通过建立外翼对接时的空间坐标系，分析外翼作为移动部件时位姿拟合误差产生的原因以及减小误差的关键点。然后，使用最小二乘法解算位姿调整参数，通过对特征点约束条件的分析，建立合适的目标函数建立数学模型。再次，引入粒子群算法对位姿调整参数进行优化解算，提高参数精度，从而减小了位姿拟合误差。最后实验验证了本文方法的可行性和有效性。
引入了一种基于特征点约束的飞机外翼对接位姿拟合粒子群优化方法，用于解决外翼对接时位姿拟合误差大的问题，以提高外翼对接精度。首先，通过建立外翼对接时的空间坐标系，分析外翼作为移动部件时位姿拟合误差产生的原因以及减小误差的关键点。然后，使用最小二乘法解算位姿调整参数，通过对特征点约束条件的分析，建立合适的目标函数建立数学模型。再次，引入粒子群算法对位姿调整参数进行优化解算，提高参数精度，从而减小了位姿拟合误差。最后实验验证了本文方法的可行性和有效性。
2024, 56(3):534-544.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.03.017
摘要:
基于运动嵌套网格方法建立了一套针对直升机旋翼/机身/平尾非定常干扰流场的数值模拟方法，并通过ROBIN机身和Caradonna & Tung旋翼算例进行了验证。应用该方法计算了悬停和前飞状态下直-9直升机旋翼/机身/平尾干扰流场，并与孤立旋翼、孤立机身流场的数值模拟结果进行了对比，分析了不同前飞速度下的旋翼/机身/平尾非定常气动干扰规律。计算结果表明，机身对旋翼诱导速度的干扰具有很强的方向性，并且会导致旋翼桨尖涡涡管畸变，引起旋翼拉力系数波动峰峰值增加；在旋翼下洗流作用下，机身/平尾表面呈现出复杂的非定常压力分布；随前进比增大，旋翼尾流远离平尾区域，气动干扰显著减弱。
基于运动嵌套网格方法建立了一套针对直升机旋翼/机身/平尾非定常干扰流场的数值模拟方法，并通过ROBIN机身和Caradonna & Tung旋翼算例进行了验证。应用该方法计算了悬停和前飞状态下直-9直升机旋翼/机身/平尾干扰流场，并与孤立旋翼、孤立机身流场的数值模拟结果进行了对比，分析了不同前飞速度下的旋翼/机身/平尾非定常气动干扰规律。计算结果表明，机身对旋翼诱导速度的干扰具有很强的方向性，并且会导致旋翼桨尖涡涡管畸变，引起旋翼拉力系数波动峰峰值增加；在旋翼下洗流作用下，机身/平尾表面呈现出复杂的非定常压力分布；随前进比增大，旋翼尾流远离平尾区域，气动干扰显著减弱。
2024, 56(3):571-576.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.03.020
摘要:
医用氧化锆陶瓷（Y-TZP）是较好的齿科修复体材料，为了得到较好的齿科修复体性能对于其制造精度特别是表面粗糙度的要求比较高，但其是硬脆难加工材料，为了提高医用氧化锆陶瓷磨削加工表面质量和加工效率，在对医用氧化锆陶瓷磨削过程中的声发射信号分频段进行相关性分析的基础上，提取磨削声发射840~850 kHz敏感频段信号中与磨削表面粗糙度强相关的12组特征值，构建了具有较高预测精度的随机森林神经网络，最终医用氧化锆陶瓷磨削表面粗糙度声发射预测最大相对误差低于8.37%，研究结果对医用氧化锆陶瓷磨削表面粗糙度在线智能监测有较大的参考价值。
医用氧化锆陶瓷（Y-TZP）是较好的齿科修复体材料，为了得到较好的齿科修复体性能对于其制造精度特别是表面粗糙度的要求比较高，但其是硬脆难加工材料，为了提高医用氧化锆陶瓷磨削加工表面质量和加工效率，在对医用氧化锆陶瓷磨削过程中的声发射信号分频段进行相关性分析的基础上，提取磨削声发射840~850 kHz敏感频段信号中与磨削表面粗糙度强相关的12组特征值，构建了具有较高预测精度的随机森林神经网络，最终医用氧化锆陶瓷磨削表面粗糙度声发射预测最大相对误差低于8.37%，研究结果对医用氧化锆陶瓷磨削表面粗糙度在线智能监测有较大的参考价值。
2024, 56(3):486-493.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.03.012
摘要:
为考核层合结构复材风扇叶片在1.5倍离心载荷下的低周疲劳寿命，制备一批风扇叶片，在薄弱部位取样。通过建立层合结构风扇叶片有限元模型，模拟榫头的应力状态，从而确定拉伸载荷水平，开展拉-拉载荷低周疲劳测试。在相邻铺层间引入内聚力单元，并考虑榫头试样单向带面内损伤，模拟损伤变量随循环数累积的过程，增加虚拟拉伸载荷，得到榫头低周疲劳失效时刻的损伤状态。试验结果说明榫头元件形成分层裂纹的平均寿命为17 207 次循环，首次出现分层裂纹的位置基本一致。数值仿真结果表明榫头单向带基体和层间损伤累积引起裂纹扩展，导致低周疲劳失效。本研究可为建立层合结构复材风扇叶片低周疲劳寿命试验流程和疲劳失效判据提供支撑。
为考核层合结构复材风扇叶片在1.5倍离心载荷下的低周疲劳寿命，制备一批风扇叶片，在薄弱部位取样。通过建立层合结构风扇叶片有限元模型，模拟榫头的应力状态，从而确定拉伸载荷水平，开展拉-拉载荷低周疲劳测试。在相邻铺层间引入内聚力单元，并考虑榫头试样单向带面内损伤，模拟损伤变量随循环数累积的过程，增加虚拟拉伸载荷，得到榫头低周疲劳失效时刻的损伤状态。试验结果说明榫头元件形成分层裂纹的平均寿命为17 207 次循环，首次出现分层裂纹的位置基本一致。数值仿真结果表明榫头单向带基体和层间损伤累积引起裂纹扩展，导致低周疲劳失效。本研究可为建立层合结构复材风扇叶片低周疲劳寿命试验流程和疲劳失效判据提供支撑。
2024, 56(3):494-503.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.03.013
摘要:
P型橡胶卡箍是航空发动机外部管路系统中连接管路与支架、机匣之间的重要连接件，其主要的失效形式为机体振动和管内高压液体脉动共同作用下的疲劳断裂。卡箍的疲劳性能极大地制约了管路系统的性能，因此对于卡箍的疲劳性能研究具有重要意义。本文首先设计并进行了卡箍的拉压疲劳试验，得到了不同加载位移下的疲劳寿命。后续的断口分析表明卡箍疲劳破坏呈现出两种不同的形式：一是卡箍的金属箍带发生由外侧向内侧扩展的疲劳断裂，二是卡箍的橡胶垫圈严重的磨损现象。其次，结合卡箍疲劳试验的加载过程，建立了对应的有限元模型，并通过与贴片位置的应变对比验证了构建模型的预测精度。针对卡箍箍带疲劳断裂的失效形式，通过卡箍箍带所采用的不锈钢材料的疲劳试验结果，建立了卡箍的SWT（Smith-Watson-Topper）、FS（Fatemi-Socie）以及WB（Wang-Brown）临界平面疲劳寿命模型。最后，结合有限元分析得到的最大应力应变以及卡箍拉压疲劳试验得到的疲劳寿命结果，验证了提出的寿命模型均处于3倍分散带内，对于卡箍的疲劳寿命具有良好的估计精度。
P型橡胶卡箍是航空发动机外部管路系统中连接管路与支架、机匣之间的重要连接件，其主要的失效形式为机体振动和管内高压液体脉动共同作用下的疲劳断裂。卡箍的疲劳性能极大地制约了管路系统的性能，因此对于卡箍的疲劳性能研究具有重要意义。本文首先设计并进行了卡箍的拉压疲劳试验，得到了不同加载位移下的疲劳寿命。后续的断口分析表明卡箍疲劳破坏呈现出两种不同的形式：一是卡箍的金属箍带发生由外侧向内侧扩展的疲劳断裂，二是卡箍的橡胶垫圈严重的磨损现象。其次，结合卡箍疲劳试验的加载过程，建立了对应的有限元模型，并通过与贴片位置的应变对比验证了构建模型的预测精度。针对卡箍箍带疲劳断裂的失效形式，通过卡箍箍带所采用的不锈钢材料的疲劳试验结果，建立了卡箍的SWT（Smith-Watson-Topper）、FS（Fatemi-Socie）以及WB（Wang-Brown）临界平面疲劳寿命模型。最后，结合有限元分析得到的最大应力应变以及卡箍拉压疲劳试验得到的疲劳寿命结果，验证了提出的寿命模型均处于3倍分散带内，对于卡箍的疲劳寿命具有良好的估计精度。
2024, 56(5):968-972.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.05.020
摘要:
利用光学显微镜（Optical microscope，OM）、X射线衍射仪（X-ray diffractometer，XRD）、扫描电子显微镜（Scanning electron microscope，SEM）、能谱分析仪（Energy dispersive spectrometer，EDS）、透射电镜（Transmission electron microscope，TEM）和电子万能试验机等手段对传统砂型重力铸造方法制备的EV31A合金的显微组织和性能进行了深入研究。实验结果表明：铸态EV31A合金的显微组织由α-Mg和α-Mg+Mg41（Nd0.9Gd0.1）5共晶相组成，由于稀土元素含量较少，共晶反应发生在α-Mg结晶后期，表现为除少量固溶于α-Mg基体中，含稀土元素的Mg41（Nd0.9Gd0.1）5相主要分布在α-Mg的晶界处。Mg41（Nd0.9Gd0.1）5相为bcc结构，晶格常数为0.285 nm，呈鱼骨状，尺寸在数十微米。合金中α-Mg基体的晶粒尺寸为56.8 μm。EV31A铸态合金的抗拉强度、屈服强度和延伸率分别为207 MPa、124 MPa和7.0%。合金具有优异力学性能主要归因于Zr元素所带来的细晶强化，Gd、Nd、Zr等溶质原子的固溶强化，共晶Mg41（Nd0.9， Gd0.1）5相所带来的第二相强化等多种强化方式的协同作用。
利用光学显微镜（Optical microscope，OM）、X射线衍射仪（X-ray diffractometer，XRD）、扫描电子显微镜（Scanning electron microscope，SEM）、能谱分析仪（Energy dispersive spectrometer，EDS）、透射电镜（Transmission electron microscope，TEM）和电子万能试验机等手段对传统砂型重力铸造方法制备的EV31A合金的显微组织和性能进行了深入研究。实验结果表明：铸态EV31A合金的显微组织由α-Mg和α-Mg+Mg41（Nd0.9Gd0.1）5共晶相组成，由于稀土元素含量较少，共晶反应发生在α-Mg结晶后期，表现为除少量固溶于α-Mg基体中，含稀土元素的Mg41（Nd0.9Gd0.1）5相主要分布在α-Mg的晶界处。Mg41（Nd0.9Gd0.1）5相为bcc结构，晶格常数为0.285 nm，呈鱼骨状，尺寸在数十微米。合金中α-Mg基体的晶粒尺寸为56.8 μm。EV31A铸态合金的抗拉强度、屈服强度和延伸率分别为207 MPa、124 MPa和7.0%。合金具有优异力学性能主要归因于Zr元素所带来的细晶强化，Gd、Nd、Zr等溶质原子的固溶强化，共晶Mg41（Nd0.9， Gd0.1）5相所带来的第二相强化等多种强化方式的协同作用。
2024, 56(6):1143-1151.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.06.018
摘要:
机场土质道面易松散，耐磨性能较差，产生大量扬尘和碎屑，危害飞机安全。提出将改性聚脲、环氧树脂以及硅烷渗透型材料作为机场土质道面功能性面层，对其进行复合因素作用下的磨耗试验，并通过扫描电子显微镜分析3种功能性面层材料的作用机理，分析功能性面层材料在机场土质跑道的适用性。结果表明，冻融-紫外线老化下，与对比组相比，改性聚脲组质量损失降低59.7%，硅烷组降低32.4%，环氧树脂组降低16.1%，改性聚脲在冻融-紫外线中的改善作用较明显；环氧树脂在前期虽具有较高的耐磨性能，但20转磨耗之后，其损耗质量快速增长，不建议长期使用；经过冻融-火焰喷蚀、干湿循环-紫外线老化以及干湿循环-火焰喷蚀试验后，硅烷组的质量损失较小，分别为4.28%、3.02%、2.87%，均远低于对比组，干湿循环及火焰喷蚀后硅烷组显示出了良好的防水及耐高温性能，硅烷材料对面层使用性能强化作用明显。硅烷/改性聚脲组合强度在干湿循环后相较初始值降幅仅23.1%，冻融循环后仅下降29.5%，其抗干湿循环及抗冻性能提升较大。研究结果可为机场土质道面功能性面层材料的选择提供借鉴。
机场土质道面易松散，耐磨性能较差，产生大量扬尘和碎屑，危害飞机安全。提出将改性聚脲、环氧树脂以及硅烷渗透型材料作为机场土质道面功能性面层，对其进行复合因素作用下的磨耗试验，并通过扫描电子显微镜分析3种功能性面层材料的作用机理，分析功能性面层材料在机场土质跑道的适用性。结果表明，冻融-紫外线老化下，与对比组相比，改性聚脲组质量损失降低59.7%，硅烷组降低32.4%，环氧树脂组降低16.1%，改性聚脲在冻融-紫外线中的改善作用较明显；环氧树脂在前期虽具有较高的耐磨性能，但20转磨耗之后，其损耗质量快速增长，不建议长期使用；经过冻融-火焰喷蚀、干湿循环-紫外线老化以及干湿循环-火焰喷蚀试验后，硅烷组的质量损失较小，分别为4.28%、3.02%、2.87%，均远低于对比组，干湿循环及火焰喷蚀后硅烷组显示出了良好的防水及耐高温性能，硅烷材料对面层使用性能强化作用明显。硅烷/改性聚脲组合强度在干湿循环后相较初始值降幅仅23.1%，冻融循环后仅下降29.5%，其抗干湿循环及抗冻性能提升较大。研究结果可为机场土质道面功能性面层材料的选择提供借鉴。
2024, 56(6):1134-1142.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.06.017
摘要:
为了对搅拌摩擦焊（Friction stir welding， FSW）焊接结构进行快速准确的裂纹扩展寿命预测，提出了一种基于支持向量回归（Support vector regression， SVR）的2195铝锂合金FSW接头疲劳裂纹扩展寿命预测方法。首先，通过疲劳裂纹扩展试验和有限元仿真得到Paris裂纹扩展模型常数及裂纹尖端应力强度因子数据集；然后基于SVR模型建立应力强度因子预测模型，并采用粒子群优化（Particle swarm optimization， PSO）算法优化SVR模型的超参数；最后，基于构建的应力强度因子预测模型和Paris模型进行裂纹扩展寿命预测。结果表明：优化后的PSO-SVR模型能够快速、准确地预测裂纹尖端应力强度因子，在测试集上的决定系数R2可以达到0.999 5，高于未优化SVR模型的0.954；该方法裂纹扩展寿命预测结果与有限元仿真结果进行对比，最大误差小于5%，验证了方法的准确性。
为了对搅拌摩擦焊（Friction stir welding， FSW）焊接结构进行快速准确的裂纹扩展寿命预测，提出了一种基于支持向量回归（Support vector regression， SVR）的2195铝锂合金FSW接头疲劳裂纹扩展寿命预测方法。首先，通过疲劳裂纹扩展试验和有限元仿真得到Paris裂纹扩展模型常数及裂纹尖端应力强度因子数据集；然后基于SVR模型建立应力强度因子预测模型，并采用粒子群优化（Particle swarm optimization， PSO）算法优化SVR模型的超参数；最后，基于构建的应力强度因子预测模型和Paris模型进行裂纹扩展寿命预测。结果表明：优化后的PSO-SVR模型能够快速、准确地预测裂纹尖端应力强度因子，在测试集上的决定系数R2可以达到0.999 5，高于未优化SVR模型的0.954；该方法裂纹扩展寿命预测结果与有限元仿真结果进行对比，最大误差小于5%，验证了方法的准确性。
2024, 56(6):1161-1170.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.06.020
摘要:
大跨度柔性光伏支架阵列作为一种新型风敏感结构体系，其纵横向流场干扰相比单排光伏更为复杂，这导致光伏阵列极值风荷载难以准确预测。以某典型柔性光伏示范项目为例，首先基于大涡模拟方法分析了单排柔性光伏表面脉动风压特性，与风洞试验的对比验证了有效性。基于Davenport法和Sadek-Simiu算法确定了非高斯风荷载峰值因子，揭示了光伏阵列极值风荷载分布规律。最后系统探讨了阵列风荷载的干扰作用，从谱分析方法和流场驱动角度对阵列风荷载干扰机理进行了探讨。研究表明大跨度柔性光伏支架阵列极值风荷载在迎风二排处达到最小值，阵列的干扰效应呈现出各排光伏板静力风荷载逐渐减小且脉动风荷载逐渐增大；0°和180°风向角下柔性光伏阵列风压干扰系数极值分别为1.09和1.14，弯矩干扰系数极值分别为 1.49和1.21。
大跨度柔性光伏支架阵列作为一种新型风敏感结构体系，其纵横向流场干扰相比单排光伏更为复杂，这导致光伏阵列极值风荷载难以准确预测。以某典型柔性光伏示范项目为例，首先基于大涡模拟方法分析了单排柔性光伏表面脉动风压特性，与风洞试验的对比验证了有效性。基于Davenport法和Sadek-Simiu算法确定了非高斯风荷载峰值因子，揭示了光伏阵列极值风荷载分布规律。最后系统探讨了阵列风荷载的干扰作用，从谱分析方法和流场驱动角度对阵列风荷载干扰机理进行了探讨。研究表明大跨度柔性光伏支架阵列极值风荷载在迎风二排处达到最小值，阵列的干扰效应呈现出各排光伏板静力风荷载逐渐减小且脉动风荷载逐渐增大；0°和180°风向角下柔性光伏阵列风压干扰系数极值分别为1.09和1.14，弯矩干扰系数极值分别为 1.49和1.21。