大型柔性飛艇主氣囊結構分析與模型試驗驗證.pdf

1、大型柔性飛艇是臨近空間“長駐空”重要平臺，具有重大的國防及民用價值，是近年來浮空器結構工程領域研究熱點之一。主氣囊是柔性飛艇核心結構部件，準確掌握其結構體系靜動力特性可為柔性飛艇結構體系的設計提供技術支撐。本文以柔性飛艇主氣囊為研究對象，基于薄膜褶皺分析理論、勢流體原理考慮空氣附加質量數(shù)值方法和顯式有限元原理，對其穩(wěn)定構型狀態(tài)及不穩(wěn)定構型狀態(tài)力學特征進行分析，形成了有效數(shù)值模擬方法并進行了模型試驗驗證。
　　第二章首先基于薄膜分歧

2、屈曲理論，建立了充氣管褶皺數(shù)值模擬方法，對充氣管模擬單元和初始幾何缺陷進行了分析；基于Stein-Hedgepeth理論迭代薄膜性能法，采用褶皺混合判定準則，利用Abaqus用戶材料模型接口，用Fortran語言編制了 UMAT子程序，建立薄膜褶皺非線性數(shù)值模擬方法；最后，給出了充氣管臨界褶皺和極限承載力解析式，并進行了ETFE充氣管模型試驗、分析與驗證。
　　第三章基于工程梁理論推導出柔性飛艇主氣囊臨界褶皺和極限承載力理論公式。

3、利用第二章提出的薄膜褶皺的數(shù)值模擬方法，以柔性飛艇主氣囊簡化模型為對象，重點對主氣囊褶皺后的力學行為進行數(shù)值模擬和參數(shù)分析。
　　第四章首先利用薄膜結構對比了降溫法和在零應力態(tài)基礎上直接賦予初應力的兩種薄膜預應力導入方法的效果。給出了基于勢流體原理和附加質量法分析空氣對薄膜結構模態(tài)影響的數(shù)值模擬方法。以空間薄膜結構及充氣管結構為對象，對預應力導入方法及考慮空氣對模態(tài)影響的數(shù)值方法進行了分析和試驗驗證。在此基礎上，以25m平流層驗證

4、飛艇主氣囊為基本分析對象，對影響其自振特性的因素進行研究。
　　第五章對含懸掛屏飛艇結構體系力學性能進行了研究。以“致遠”一號驗證飛艇為分析對象，給出了數(shù)值模型建立的策略，對僅考慮內外壓差自平衡體系和浮力、重力共同作用下的平衡體系結構性能進行了數(shù)值分析。對含懸掛屏飛艇主氣囊結構體系靜力及自振特性進行研究。分析了懸掛屏對主氣囊結構自振特性影響；研究了懸掛屏在兩種平衡結構體系下對主氣囊橫斷面的外形的影響。主氣囊出現(xiàn)褶皺后，分析了褶皺對

5、柔性飛艇主氣囊應力分布的影響。
　　第六章對柔性飛艇主氣囊可變構型的狀態(tài)下的力學特征進行了研究。在分析柔性飛艇主氣囊可變構型的受力特點基礎上，給出了主氣囊可變構型狀態(tài)基于顯式有限元的數(shù)值模擬方法。以正方形氣枕為對象驗證了可變構型結構數(shù)值模擬方法的有效性。在此基礎上，以柔性飛艇主氣囊簡化模型為對象，對不同約束狀態(tài)下的柔性飛艇主氣囊力學特征進行了研究。
　　第七章首先采用ETFE薄膜啞鈴形試件，進行單調拉伸試驗，得到了屈服強度、