大型柔性飛艇主氣囊結(jié)構(gòu)分析與模型試驗(yàn)驗(yàn)證.pdf

1、大型柔性飛艇是臨近空間“長駐空”重要平臺(tái)，具有重大的國防及民用價(jià)值，是近年來浮空器結(jié)構(gòu)工程領(lǐng)域研究熱點(diǎn)之一。主氣囊是柔性飛艇核心結(jié)構(gòu)部件，準(zhǔn)確掌握其結(jié)構(gòu)體系靜動(dòng)力特性可為柔性飛艇結(jié)構(gòu)體系的設(shè)計(jì)提供技術(shù)支撐。本文以柔性飛艇主氣囊為研究對(duì)象，基于薄膜褶皺分析理論、勢(shì)流體原理考慮空氣附加質(zhì)量數(shù)值方法和顯式有限元原理，對(duì)其穩(wěn)定構(gòu)型狀態(tài)及不穩(wěn)定構(gòu)型狀態(tài)力學(xué)特征進(jìn)行分析，形成了有效數(shù)值模擬方法并進(jìn)行了模型試驗(yàn)驗(yàn)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(duì)充氣管模擬單元和初始幾何缺陷進(jìn)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(zhǔn)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(jìn)行了ETFE充氣管模型試驗(yàn)、分析與驗(yàn)證。
　　第三章基于工程梁理論推導(dǎo)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(duì)象，重點(diǎn)對(duì)主氣囊褶皺后的力學(xué)行為進(jìn)行數(shù)值模擬和參數(shù)分析。
　　第四章首先利用薄膜結(jié)構(gòu)對(duì)比了降溫法和在零應(yīng)力態(tài)基礎(chǔ)上直接賦予初應(yīng)力的兩種薄膜預(yù)應(yīng)力導(dǎo)入方法的效果。給出了基于勢(shì)流體原理和附加質(zhì)量法分析空氣對(duì)薄膜結(jié)構(gòu)模態(tài)影響的數(shù)值模擬方法。以空間薄膜結(jié)構(gòu)及充氣管結(jié)構(gòu)為對(duì)象，對(duì)預(yù)應(yīng)力導(dǎo)入方法及考慮空氣對(duì)模態(tài)影響的數(shù)值方法進(jìn)行了分析和試驗(yàn)驗(yàn)證。在此基礎(chǔ)上，以25m平流層驗(yàn)證

4、飛艇主氣囊為基本分析對(duì)象，對(duì)影響其自振特性的因素進(jìn)行研究。
　　第五章對(duì)含懸掛屏飛艇結(jié)構(gòu)體系力學(xué)性能進(jìn)行了研究。以“致遠(yuǎn)”一號(hào)驗(yàn)證飛艇為分析對(duì)象，給出了數(shù)值模型建立的策略，對(duì)僅考慮內(nèi)外壓差自平衡體系和浮力、重力共同作用下的平衡體系結(jié)構(gòu)性能進(jìn)行了數(shù)值分析。對(duì)含懸掛屏飛艇主氣囊結(jié)構(gòu)體系靜力及自振特性進(jìn)行研究。分析了懸掛屏對(duì)主氣囊結(jié)構(gòu)自振特性影響；研究了懸掛屏在兩種平衡結(jié)構(gòu)體系下對(duì)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(duì)

5、柔性飛艇主氣囊應(yīng)力分布的影響。
　　第六章對(duì)柔性飛艇主氣囊可變構(gòu)型的狀態(tài)下的力學(xué)特征進(jìn)行了研究。在分析柔性飛艇主氣囊可變構(gòu)型的受力特點(diǎn)基礎(chǔ)上，給出了主氣囊可變構(gòu)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(duì)象驗(yàn)證了可變構(gòu)型結(jié)構(gòu)數(shù)值模擬方法的有效性。在此基礎(chǔ)上，以柔性飛艇主氣囊簡化模型為對(duì)象，對(duì)不同約束狀態(tài)下的柔性飛艇主氣囊力學(xué)特征進(jìn)行了研究。
　　第七章首先采用ETFE薄膜啞鈴形試件，進(jìn)行單調(diào)拉伸試驗(yàn)，得到了屈服強(qiáng)度、