“航空航天結(jié)構(gòu)與力學(xué)”專(zhuān)欄(Ⅱ)導(dǎo)語(yǔ)

王 博,尤軍峰

力學(xué)是宇航科學(xué)與技術(shù)領(lǐng)域工程發(fā)展的重要支撐學(xué)科。目前,世界各國(guó)均在競(jìng)相大力發(fā)展航空航天技術(shù),火箭、導(dǎo)彈、衛(wèi)星、超高速飛行器、航空飛行器等先進(jìn)裝備朝著超強(qiáng)承載、極端耐熱耐振、超高精度、超輕量化和高可靠性等方向發(fā)展,這對(duì)航空航天力學(xué)提出了新的挑戰(zhàn)。近年來(lái),高性能材料、人工智能、數(shù)字孿生、增材制造等新興技術(shù)應(yīng)用也為航空航天裝備研發(fā)注入了新的活力,航空航天結(jié)構(gòu)與力學(xué)發(fā)展面臨新的機(jī)遇。專(zhuān)欄(Ⅱ)聚焦于航空航天結(jié)構(gòu)與力學(xué),選錄了8篇文章,內(nèi)容涉及航空航天工程中的關(guān)鍵力學(xué)問(wèn)題、復(fù)雜環(huán)境下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與輕量化設(shè)計(jì)、材料/結(jié)構(gòu)/功能一體化設(shè)計(jì)、航空航天力學(xué)與其他學(xué)科交叉研究等,希望能夠?yàn)檠芯咳藛T設(shè)計(jì)出滿足新型航空航天裝備提供幫助。

北京星途探索科技有限公司王振興等面向平推分離式整流罩的分離過(guò)程,針對(duì)支撐結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)尺寸及摩擦系數(shù)等因素開(kāi)展了研究?；趹?yīng)用有限元分析軟件開(kāi)展了系列分離特性分析。分析結(jié)果表明,有效的支撐結(jié)構(gòu)對(duì)分離過(guò)程的安全性有著積極影響,且支撐結(jié)構(gòu)直徑越大安全性越高;摩擦系數(shù)對(duì)整流罩分離速度幾乎沒(méi)有影響,但降低摩擦系數(shù)有助于提高罩內(nèi)載荷空間的安全性。

大連理工大學(xué)王法垚、馬祥濤等面向高筋筒殼結(jié)構(gòu)這一新型承載結(jié)構(gòu)開(kāi)展了優(yōu)化設(shè)計(jì)及承載規(guī)律分析。采用基于代理模型的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法對(duì)傳統(tǒng)構(gòu)型及新型高筋筒殼結(jié)構(gòu)分別開(kāi)展了優(yōu)化設(shè)計(jì),進(jìn)一步采用數(shù)據(jù)分析方法對(duì)針對(duì)高筋筒殼結(jié)構(gòu)的承載效率剖析了結(jié)構(gòu)參數(shù)分布規(guī)律。結(jié)果表明,相比于傳統(tǒng)構(gòu)型,高筋筒殼結(jié)構(gòu)的承載效率具有顯著優(yōu)勢(shì);高筋筒殼結(jié)構(gòu)主要失效模式為強(qiáng)度主導(dǎo)的局部彈塑性屈曲,其承載主體為縱向筋條,蒙皮次之,設(shè)計(jì)特征建議為“疏環(huán)筋、密縱筋”,并給出了結(jié)構(gòu)參數(shù)的定量分布規(guī)律。

南京理工大學(xué)馬虎、李靖等面向固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的纖維纏繞復(fù)合材料殼段結(jié)構(gòu)提出了一種基于ANSYS ACP的分析方法并開(kāi)展了強(qiáng)度分析。采用三次樣條函數(shù)法計(jì)算了殼體的纏繞厚度,并基于插值表實(shí)現(xiàn)了考慮厚度及角度連續(xù)變化的數(shù)值模型建模;基于ANSYS ACP開(kāi)展了纖維纏繞復(fù)合材料殼體的強(qiáng)度分析。分析結(jié)果表明,采用位移對(duì)稱(chēng)邊界會(huì)在約束處造成局部區(qū)域的應(yīng)力分布不均,所設(shè)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)殼體基本滿足在12 MPa內(nèi)壓下的強(qiáng)度要求,在18 MPa最小設(shè)計(jì)爆破壓強(qiáng)下,過(guò)渡段是殼體的應(yīng)力薄弱區(qū)域。

專(zhuān)欄(Ⅱ)刊發(fā)了兩篇與材料/結(jié)構(gòu)/功能一體化設(shè)計(jì)相關(guān)的文章。大連理工大學(xué)梁緣等面向超材料結(jié)構(gòu)的剛度特性,利用序列近似整數(shù)規(guī)劃和正則松弛算法實(shí)現(xiàn)了材料體積約束下體積模量最大化和剪切模量最大化兩種結(jié)構(gòu)性能目標(biāo)的超材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),通過(guò)數(shù)值算例驗(yàn)證了方法的有效性,同時(shí)其結(jié)果表明基于所提方法的超材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)能夠有效避免灰度模糊問(wèn)題。相比傳統(tǒng)的SIMP方法,該方法得到的超材料設(shè)計(jì)構(gòu)型清晰。王偉等面向超材料結(jié)構(gòu)的聲子晶體帶隙性能和熱膨脹性能,研究了一種三角晶格的彎曲主導(dǎo)型熱膨脹點(diǎn)陣超材料的帶隙特性,并利用非支配排序遺傳算法針對(duì)該材料進(jìn)行了帶隙和熱膨脹性能的多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì),討論了數(shù)值算例的帕累托最優(yōu)解集,數(shù)值算例表明對(duì)特定的正、負(fù)以及零熱膨脹設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)都具有較好的帶隙特性。研究結(jié)果對(duì)超材料的多功能設(shè)計(jì)提供了一定的理論參考價(jià)值,特別是在航空航天領(lǐng)域中存在的溫差和振動(dòng)等嚴(yán)苛條件下對(duì)材料特定膨脹性質(zhì)和帶隙特性需求的雙目標(biāo)共贏提供了可能。

大連理工大學(xué)與中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所王博、郝鵬、李玉韋等針對(duì)用于計(jì)算非比例阻尼結(jié)構(gòu)諧響應(yīng)的SOAR算法的計(jì)算效率和精度嚴(yán)重依賴(lài)于計(jì)算者經(jīng)驗(yàn)的問(wèn)題,提出利用交叉驗(yàn)證和二分法策略確定展開(kāi)頻點(diǎn)數(shù)和正交基階數(shù),自適應(yīng)地建立在目標(biāo)頻段內(nèi)具有更高計(jì)算精度的降階模型,提高諧響應(yīng)分析效率。通過(guò)阻尼涂層板和網(wǎng)格加筋筒殼數(shù)值算例驗(yàn)證了提出的自適應(yīng)降階策略的有效性。數(shù)值結(jié)果表明,自適應(yīng)降階模型預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)動(dòng)柔順度相對(duì)誤差最大值不超過(guò)10-7,相比模態(tài)疊加法和模態(tài)加速度法表現(xiàn)出更高的計(jì)算精度和效率?；鸺姽こ檀髮W(xué)朱雪蒙等為研究碳纖維增強(qiáng)聚合物基復(fù)合材料(CFRP)在雷電流A分量下的損傷特性,對(duì)CFRP開(kāi)展了標(biāo)準(zhǔn)化人工模擬試驗(yàn),并建立了CFRP雷擊損傷的電-熱耦合模型。研究結(jié)果表明,CFRP在雷電流A分量下的損傷模式相同;復(fù)合材料各向異性熱電屬性影響雷擊損傷的分區(qū)特性和熱損傷形態(tài);面內(nèi)損傷變化趨勢(shì)大于深度損傷。研究工作對(duì)深入探究復(fù)合材料雷擊損傷機(jī)制和結(jié)構(gòu)防雷設(shè)計(jì)具有理論指導(dǎo)意義。

西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所萬(wàn)諾等基于疲勞損傷理論,探究了不同應(yīng)變幅值的載荷譜對(duì)柔性接頭壽命的影響,通過(guò)對(duì)柔性接頭彈性件和粘接界面的表征件開(kāi)展疲勞擺動(dòng)仿真計(jì)算、剪切疲勞試驗(yàn),完成擺動(dòng)壽命預(yù)估研究。結(jié)果表明,應(yīng)變?cè)黾酉鹉z的疲勞壽命減小,并驗(yàn)證了所提出的有限元預(yù)估壽命方法的正確性。研究工作可進(jìn)一步應(yīng)用于多種載荷情況下柔性接頭的壽命預(yù)估,節(jié)省試驗(yàn)成本,為柔性接頭擺動(dòng)壽命測(cè)試提供參考。

航空航天結(jié)構(gòu)與力學(xué)涉及強(qiáng)度、振動(dòng)、輕量化、多功能分析和試驗(yàn)等,涉及學(xué)科較多,國(guó)內(nèi)有多個(gè)團(tuán)隊(duì)同步開(kāi)展研究工作,此專(zhuān)欄刊發(fā)了小部分研究進(jìn)展,這也僅僅是一個(gè)開(kāi)始。編者真誠(chéng)期望能夠拋磚引玉,希望將來(lái)刊發(fā)更多的高水平研究成果,為相關(guān)領(lǐng)域內(nèi)的學(xué)者提供一個(gè)快速交流的園地。敬請(qǐng)關(guān)注。