王 博,尤軍峰

力學是宇航科學與技術(shù)領域工程發(fā)展的重要支撐學科。目前,世界各國均在競相大力發(fā)展航空航天技術(shù),火箭、導彈、衛(wèi)星、超高速飛行器、航空飛行器等先進裝備朝著超強承載、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,這對航空航天力學提出了新的挑戰(zhàn)。近年來,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)與力學發(fā)展面臨新的機遇。專欄(Ⅱ)聚焦于航空航天結(jié)構(gòu)與力學,選錄了8篇文章,內(nèi)容涉及航空航天工程中的關鍵力學問題、復雜環(huán)境下的結(jié)構(gòu)強度與輕量化設計、材料/結(jié)構(gòu)/功能一體化設計、航空航天力學與其他學科交叉研究等,希望能夠為研究人員設計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程,針對支撐結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)尺寸及摩擦系數(shù)等因素開展了研究?；趹糜邢拊治鲕浖_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)對分離過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)對整流罩分離速度幾乎沒有影響,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)開展了優(yōu)化設計及承載規(guī)律分析。采用基于代理模型的優(yōu)化設計方法對傳統(tǒng)構(gòu)型及新型高筋筒殼結(jié)構(gòu)分別開展了優(yōu)化設計,進一步采用數(shù)據(jù)分析方法對針對高筋筒殼結(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;高筋筒殼結(jié)構(gòu)主要失效模式為強度主導的局部彈塑性屈曲,其承載主體為縱向筋條,蒙皮次之,設計特征建議為“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。

南京理工大學馬虎、李靖等面向固體火箭發(fā)動機的纖維纏繞復合材料殼段結(jié)構(gòu)提出了一種基于ANSYS ACP的分析方法并開展了強度分析。采用三次樣條函數(shù)法計算了殼體的纏繞厚度,并基于插值表實現(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開展了纖維纏繞復合材料殼體的強度分析。分析結(jié)果表明,采用位移對稱邊界會在約束處造成局部區(qū)域的應力分布不均,所設計的發(fā)動機殼體基本滿足在12 MPa內(nèi)壓下的強度要求,在18 MPa最小設計爆破壓強下,過渡段是殼體的應力薄弱區(qū)域。

專欄(Ⅱ)刊發(fā)了兩篇與材料/結(jié)構(gòu)/功能一體化設計相關的文章。大連理工大學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)性能目標的超材料結(jié)構(gòu)設計,通過數(shù)值算例驗證了方法的有效性,同時其結(jié)果表明基于所提方法的超材料結(jié)構(gòu)設計能夠有效避免灰度模糊問題。相比傳統(tǒng)的SIMP方法,該方法得到的超材料設計構(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型熱膨脹點陣超材料的帶隙特性,并利用非支配排序遺傳算法針對該材料進行了帶隙和熱膨脹性能的多目標優(yōu)化設計,討論了數(shù)值算例的帕累托最優(yōu)解集,數(shù)值算例表明對特定的正、負以及零熱膨脹設計結(jié)構(gòu)都具有較好的帶隙特性。研究結(jié)果對超材料的多功能設計提供了一定的理論參考價值,特別是在航空航天領域中存在的溫差和振動等嚴苛條件下對材料特定膨脹性質(zhì)和帶隙特性需求的雙目標共贏提供了可能。

大連理工大學與中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所王博、郝鵬、李玉韋等針對用于計算非比例阻尼結(jié)構(gòu)諧響應的SOAR算法的計算效率和精度嚴重依賴于計算者經(jīng)驗的問題,提出利用交叉驗證和二分法策略確定展開頻點數(shù)和正交基階數(shù),自適應地建立在目標頻段內(nèi)具有更高計算精度的降階模型,提高諧響應分析效率。通過阻尼涂層板和網(wǎng)格加筋筒殼數(shù)值算例驗證了提出的自適應降階策略的有效性。數(shù)值結(jié)果表明,自適應降階模型預測結(jié)構(gòu)動柔順度相對誤差最大值不超過10-7,相比模態(tài)疊加法和模態(tài)加速度法表現(xiàn)出更高的計算精度和效率?；鸺姽こ檀髮W朱雪蒙等為研究碳纖維增強聚合物基復合材料(CFRP)在雷電流A分量下的損傷特性,對CFRP開展了標準化人工模擬試驗,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)損傷變化趨勢大于深度損傷。研究工作對深入探究復合材料雷擊損傷機制和結(jié)構(gòu)防雷設計具有理論指導意義。

西安航天動力技術(shù)研究所萬諾等基于疲勞損傷理論,探究了不同應變幅值的載荷譜對柔性接頭壽命的影響,通過對柔性接頭彈性件和粘接界面的表征件開展疲勞擺動仿真計算、剪切疲勞試驗,完成擺動壽命預估研究。結(jié)果表明,應變增加橡膠的疲勞壽命減小,并驗證了所提出的有限元預估壽命方法的正確性。研究工作可進一步應用于多種載荷情況下柔性接頭的壽命預估,節(jié)省試驗成本,為柔性接頭擺動壽命測試提供參考。

航空航天結(jié)構(gòu)與力學涉及強度、振動、輕量化、多功能分析和試驗等,涉及學科較多,國內(nèi)有多個團隊同步開展研究工作,此專欄刊發(fā)了小部分研究進展,這也僅僅是一個開始。編者真誠期望能夠拋磚引玉,希望將來刊發(fā)更多的高水平研究成果,為相關領域內(nèi)的學者提供一個快速交流的園地。敬請關注。