热屈曲

摘要： 复合材料因其优异的性能已被广泛应用于飞行器的结构中。在高超声速飞行时,由于非定常气动载荷和热效应的共同作用,飞行器复合材料壁板会出现屈曲及非线性颤振现象。本文基于均匀温度场建立了考虑热效应的复合材料薄壁结构的非线性有限元模型,结合气动-结构二阶松耦合算法,针对复合材料壁板在Ma∞=5时的非线性气动弹性响应进行分析,探讨了复合材料铺层方向、温度载荷等对壁板颤振特性的影响。结果表明,壁板响应受到温度载荷、铺层方向及来流动压等多方面的影响。斜交壁板的颤振动压高于正交壁板颤振动压(增量大于55%);随着温度载荷的增大,壁板颤振动压会下降,最大降幅约为动压的80%。当出现热屈曲时,颤振动压又会缓慢增大;当温度超过结构的临界屈曲温度时,壁板在亚临界条件下会出现多个屈曲位置,随着动压的变化而发生转变。

摘要： 研究目的:考虑砂浆粘结软化效应,将纵连轨道板视为薄板,通过求解微分方程组推导纵连轨道板热屈曲上拱的拟解析解.在砂浆粘结状态优秀、较好、一般工况下分析纵连轨道板的热屈曲上拱行为,研究临界温升幅度、上拱幅值及波长、纵向位移、伸缩区长度、轴力的影响规律.研究结论:(1)考虑砂浆粘结软化效应,纵连轨道板临界温升幅度最大可降低16.81°C;上拱区临界幅值和波长,上拱区端部临界纵向位移及两侧临界伸缩区长度显著增加;上拱区、固定区临界轴力逐渐减小;上拱区相比固定区临界轴力的释放量略有减少;伸缩区临界轴力呈现明显的非线性变化特性;(2)纵连轨道板发生热屈曲上拱时,在上拱中点两侧一定范围,将往远离上拱中点方向形成"反向"纵向位移;(3)砂浆粘结的软化效应会造成纵连轨道板热屈曲分析时受力状态更为不利,需对其进行充分考虑,并对现场出现劣化病害的砂浆及时维修,恢复其粘结性能;(4)本研究成果可为纵连轨道板砂浆层及热屈曲上拱病害整治提供理论参考.

摘要： 以双曲壳结构复合材料为研究对象,利用有限元Block-Lanczos研究分析法对复合材料层合双曲壳结构在温度场下热屈曲行为进行研究,并研究了复合材料层合双曲壳铺层厚度、边界条件、纤维方向等对临界屈曲温度的影响.结果表明:在均匀温度场下复合材料层合双曲壳临界屈曲温度与边界条件、铺层厚度、纤维方向有密切关系并成一定规律分布.通过对复合材料双曲壳结构的热屈曲性能分析,为复合材料结构设计和实际工程应用提供了一种有效的分析及建模方法.

摘要： 以双曲壳结构复合材料为研究对象,利用Block-Lanczos研究分析法对复合材料层合双曲壳结构在温度场下热屈曲行为进行研究,并研究了复合材料层合双曲壳铺层厚度、边界条件、纤维方向等对临界屈曲温度的影响.结果 表明:在均匀温度场下复合材料层合双曲壳临界屈曲温度与边界条件、铺层厚度、纤维方向有密切关系并成一定规律分布.通过对复合材料双曲壳结构的热屈曲性能分析,为复合材料结构设计和实际工程应用提供了一种有效的分析及建模方法.

摘要： 运用有限积分变化法推导四边固支矩形薄板的热屈曲问题的解析解.在推导过程中,首先确定四边固支矩形薄板的边界条件,其中薄板受到的轴力和弯矩均与温度有关.再将其控制方程进行有限积分变换,代入变换后的边界条件表达式,整理得出便于求解的线性代数方程组,得出解析解.

摘要： 以试验机作为机械加载系统,采用石英灯辐射加热作为热载荷施加方式,研制一套型材试验测试系统.该系统由力加载系统、热加载系统、测量控制系统3部分组成.试验结果表明,采用石英灯加热可实现试验件的快速升温及稳定加热,热防护及抗干扰措施可保证热环境下测量控制数据的稳定可靠,验证了该试验系统在高温环境下的型材压损特性测试中具有较好的适用性.

摘要： 研究具有形状记忆合金(SMA)纤维的复合材料梁非线性静变形、热屈曲和振动.采用Euler-Bernoulli梁理论、Timoshenko梁理论和Reddy高阶理论进行结构建模;根据Von-Kármán应变场理论描述梁的几何非线性;采用Brinson热力学本构方程计算SMA纤维的受限回复特性;基于Hamilton原理导出梁的非线性偏微分控制方程;采用Galerkin法导出两端简支对称铺层SMA纤维复合材料梁的非线性静变形、热屈曲和振动近似解.通过数值计算揭示SMA纤维含量、激励温度和初始应变对非线性静变形、热屈曲和振动的影响规律.研究表明,当长厚比较大时,剪切变形的影响很小,上述理论均可适用;但长厚比较小时,Euler-Bernoulli和Timoshenko梁理论的结果与Reddy高阶理论的结果相差较大,剪切变形的影响是显著的.

摘要： 高速飞行器在服役期间面临着严酷的高温环境,引起飞行器薄壁结构屈曲失稳,从而严重影响飞行器结构的完整性和可靠性.本文开展瞬态热环境下薄壁结构热屈曲行为的试验研究,首先,结合红外测温和数字图像相关方法,建立温度/变形耦合测试方法,根据温度场分布及热膨胀系数除去虚应变,获得了机械热应变,并利用此方法研究了典型薄壁结构热屈曲行为特点;随后,把温度/变形耦合测试方法的精度与中温应变片进行了比对,验证了此测试方法的有效性;最后,通过位移随温度变化曲线和应变随温度变化曲线研究热屈曲临界温度判定方法,为航天飞行器薄壁结构抗屈曲性能设计以及航天飞行器结构的强度设计提供技术支撑.

摘要： 板壳结构局部材料性能变化、局部热应力等因素对于结构屈曲承载力影响很大.本文采用温度位移耦合方法进行非线性热屈曲分析,考虑了激光功率密度、激光辐照光斑半径及薄板厚度等参数对薄板局部屈曲的影响,总结了各参数对薄板热屈曲时间的影响规律.

摘要： 利用修正迭代法研究了扁球壳在均布荷载和温度场联合作用下的非线性热屈曲问题，得到了临界荷载的二次近似解析公式，讨论了温度场对临界荷载和临界几何参数的影响。

摘要： 用计算力学方法研究了承受内压或轴压的圆柱薄壳在受到激光束照射时的热爆破和热屈曲破坏问题，高温、材料软化、塑性、大变形等因素使得问题对温度是高度非线性的对此，该文提出了相应的数值模型，编制了有限元程序，初步实现了热爆破和热屈曲数值模拟。计算结果表明，该文所采用的分析方法和开发的程序是有效的。

摘要： 研究了具有点间隙约束的两端固定的功能梯度梁在横向非均匀升温下的过屈曲行为。基于轴向可伸长Euler-Bernoulli梁的几何非线性理论和线性热膨胀假设,建立了横向非均匀升温下功能梯度梁在点间隙约束下的后屈曲大变形控制方程,将问题归结为含有7个基本未知函数的非线性常微分方程边值问题。假设功能梯度梁的材料性质沿厚度方向按照幂函数连续变化;点间隙约束位于梁的中点附近,且间隙值是在梁的热后屈曲变形范围之内。采用打靶法数值求解所得强非线性两点边值问题,获得了横向非均匀升温下功能梯度梁的热过屈曲响应。着重分析了梁的中心挠度达到给定间隙值而受到点约束后的热过屈曲变形和内力的变化特性,给出了与中点约束力相关的平衡构形和平衡路径曲线。

摘要： 研究了具有点间隙约束的两端固定的功能梯度梁在横向非均匀升温下的过屈曲行为。基于轴向可伸长Euler-Bernoulli梁的几何非线性理论和线性热膨胀假设,建立了横向非均匀升温下功能梯度梁在点间隙约束下的后屈曲大变形控制方程,将问题归结为含有7个基本未知函数的非线性常微分方程边值问题。假设功能梯度梁的材料性质沿厚度方向按照幂函数连续变化;点间隙约束位于梁的中点附近,且间隙值是在梁的热后屈曲变形范围之内。采用打靶法数值求解所得强非线性两点边值问题,获得了横向非均匀升温下功能梯度梁的热过屈曲响应。着重分析了梁的中心挠度达到给定间隙值而受到点约束后的热过屈曲变形和内力的变化特性,给出了与中点约束力相关的平衡构形和平衡路径曲线。

摘要： 研究了具有点间隙约束的两端固定的功能梯度梁在横向非均匀升温下的过屈曲行为。基于轴向可伸长Euler-Bernoulli梁的几何非线性理论和线性热膨胀假设,建立了横向非均匀升温下功能梯度梁在点间隙约束下的后屈曲大变形控制方程,将问题归结为含有7个基本未知函数的非线性常微分方程边值问题。假设功能梯度梁的材料性质沿厚度方向按照幂函数连续变化;点间隙约束位于梁的中点附近,且间隙值是在梁的热后屈曲变形范围之内。采用打靶法数值求解所得强非线性两点边值问题,获得了横向非均匀升温下功能梯度梁的热过屈曲响应。着重分析了梁的中心挠度达到给定间隙值而受到点约束后的热过屈曲变形和内力的变化特性,给出了与中点约束力相关的平衡构形和平衡路径曲线。

摘要： 研究了具有点间隙约束的两端固定的功能梯度梁在横向非均匀升温下的过屈曲行为。基于轴向可伸长Euler-Bernoulli梁的几何非线性理论和线性热膨胀假设,建立了横向非均匀升温下功能梯度梁在点间隙约束下的后屈曲大变形控制方程,将问题归结为含有7个基本未知函数的非线性常微分方程边值问题。假设功能梯度梁的材料性质沿厚度方向按照幂函数连续变化;点间隙约束位于梁的中点附近,且间隙值是在梁的热后屈曲变形范围之内。采用打靶法数值求解所得强非线性两点边值问题,获得了横向非均匀升温下功能梯度梁的热过屈曲响应。着重分析了梁的中心挠度达到给定间隙值而受到点约束后的热过屈曲变形和内力的变化特性,给出了与中点约束力相关的平衡构形和平衡路径曲线。

摘要： 本文研究了弹性梁在热冲击下的热传导过程和大变形下的后屈曲行为。采用Hamilton体系下的辛本征解基描述屈曲模态，并用辛本征解展开方法对非线性的后屈曲问题进行探讨。提出了，一种数值计算方法。研究结果揭示了梁后屈曲的整个变化过程。结果还表叫屈曲变形过程依赖热冲击强度，热传导系数和梁的参数等。

摘要： 本文研究了弹性梁在热冲击下的热传导过程和大变形下的后屈曲行为。采用Hamilton体系下的辛本征解基描述屈曲模态，并用辛本征解展开方法对非线性的后屈曲问题进行探讨。提出了，一种数值计算方法。研究结果揭示了梁后屈曲的整个变化过程。结果还表叫屈曲变形过程依赖热冲击强度，热传导系数和梁的参数等。

摘要： 本文研究了弹性梁在热冲击下的热传导过程和大变形下的后屈曲行为。采用Hamilton体系下的辛本征解基描述屈曲模态，并用辛本征解展开方法对非线性的后屈曲问题进行探讨。提出了，一种数值计算方法。研究结果揭示了梁后屈曲的整个变化过程。结果还表叫屈曲变形过程依赖热冲击强度，热传导系数和梁的参数等。

摘要： 本实用新型涉及可调节手指关节屈曲挛缩畸形自热矫正指环，包括长条形指环带以及指环带两端相对设置的可相互搭接粘连的勾面粘扣与毛面粘扣；通过勾面粘扣与毛面粘扣的搭接粘连长度调整所述指环带环绕所形成的内径，使指环带环绕手指关节；所述指环带内置过饱和醋酸钠溶液及可扭曲的小铁片。本实用新型可精准有效地抑制患者手指关节屈曲挛缩，增加患者佩戴矫形器的依从性，降低常规手指矫形器所带来的不良反应，最大限度地恢复患者手指关节功能，改善其日常生活活动能力。

摘要： 本发明提供了一种基于拐点法的飞机壁板热屈曲临界温度确定方法，涉及飞机制造技术领域。包括以下步骤：S1、飞机壁板整体建模与数值分析；S2、飞机壁板热屈曲变形测试；S3、飞机壁板热屈曲变形试验结果分析；S4、采用拐点法确定飞机壁板热屈曲临界温度；S5、飞机壁板热屈曲临界温度结果校验。本发明解决了热屈曲行为减弱飞行器结构的承载力，对飞行器的结构完整性甚至安全性造成严重的威胁的问题，本发明采用简化模型方法，结合理论公式，分析出飞机壁板上最容易发生屈曲的位置及屈曲温度，为拐点法试验方案的优化和温度精确判断提供了理论和数据基础，具有方法简单、可靠性高的优点。

摘要： 本发明提供了一种飞机壁板的热屈曲临界温度分析方法，涉及飞机制造技术领域。包括以下步骤：S1、飞机壁板整体建模与数值分析；S2、飞机壁板热屈曲变形测试；S3、飞机壁板热屈曲变形试验结果分析；S4、采用south‑well法分析飞机壁板热屈曲临界温度；S5、飞机壁板热屈曲临界温度结果校验。本发明解决了热屈曲行为减弱飞行器结构的承载力，对飞行器的结构完整性甚至安全性造成严重的威胁的问题，south‑well法相较于拐点法能够根据结构全场试验数据直接判断，直接采用数据处理分析即可获取结果，具有方法简单、可靠性高的优点。

摘要： 本发明提供了一种基于拐点法的飞机壁板热屈曲临界温度确定方法，涉及飞机制造技术领域。包括以下步骤：S1、飞机壁板整体建模与数值分析；S2、飞机壁板热屈曲变形测试；S3、飞机壁板热屈曲变形试验结果分析；S4、采用拐点法确定飞机壁板热屈曲临界温度；S5、飞机壁板热屈曲临界温度结果校验。本发明解决了热屈曲行为减弱飞行器结构的承载力，对飞行器的结构完整性甚至安全性造成严重的威胁的问题，本发明采用简化模型方法，结合理论公式，分析出飞机壁板上最容易发生屈曲的位置及屈曲温度，为拐点法试验方案的优化和温度精确判断提供了理论和数据基础，具有方法简单、可靠性高的优点。

摘要： 本发明提供了一种飞机壁板的热屈曲临界温度分析方法，涉及飞机制造技术领域。包括以下步骤：S1、飞机壁板整体建模与数值分析；S2、飞机壁板热屈曲变形测试；S3、飞机壁板热屈曲变形试验结果分析；S4、采用south‑well法分析飞机壁板热屈曲临界温度；S5、飞机壁板热屈曲临界温度结果校验。本发明解决了热屈曲行为减弱飞行器结构的承载力，对飞行器的结构完整性甚至安全性造成严重的威胁的问题，south‑well法相较于拐点法能够根据结构全场试验数据直接判断，直接采用数据处理分析即可获取结果，具有方法简单、可靠性高的优点。

摘要： 高温环境下薄壁结构屈曲大变形后热模态试验系统及方法，涉及航空航天技术领域，本申请对于夹具模块，一方面使用金属橡胶弹簧垫片来对薄壁结构的边界进行约束固定，金属橡胶弹簧垫片还可以用来隔离薄壁结构表面的热量传递至夹具引起夹具在高温环境下刚性减弱，另一方面，金属橡胶弹簧垫片在高温环境下仍具有良好隔振密封的效果，进一步稳定夹具模块的刚性约束，本申请利用三轴精密滑动平台、带刻度的升降装置与激振器组成的可调移动式激振器装置能有效地在薄壁结构发生热屈曲大变形后仍对薄壁结构进行振动激励，有效地解决了高温环境下薄壁结构热屈曲大变形后热模态试验连续振动激励的问题。

摘要： 一种消除点阵夹芯板结构热屈曲及抑制非线性颤振的方法。本发明是为了解决现有压电材料经常用于结构的颤振及热屈曲的控制存在主动刚度不能完全补偿温度变化带来的影响，还会引起结构固有频率的变化的问题。过程为：建立点阵夹芯板结构的应变‑位移关系以及本构关系；建立超声速气动力和面内热载荷所做功的表达式以及弹性基础结构的数学模型，获得点阵夹芯板动能、变形能以及弹性基础势能的表达式，建立点阵夹芯板结构的气动热弹性运动方程；基于四阶Runge‑Kutta法求解点阵夹芯板结构的气动热弹性运动方程，分析得到弹性基础对点阵夹芯板结构的气动热弹性特性的影响规律。本发明属于航空航天领域。

摘要： 一种任意边界条件下复合材料层合板颤振及热屈曲特性的计算方法。本发明的目的是提供一种任意边界条件下复合材料层合板颤振及热屈曲特性计算方法，通过调节边界弹簧的刚度来模拟结构的任意边界条件，揭示超声速气流中复合材料层合板颤振及热屈曲发生的机理，分析边界弹簧刚度对结构气动热弹性特性的影响规律，进而使得航天飞行器结构满足现代飞行器的设计要求。过程为：建立结构的应变‑位移关系以及本构关系；建立结构的气动热弹性运动方程；利用频域分析的方法求解结构的固有频率，分析结构的气动热弹性稳定性特性。本发明属于航空航天领域。

摘要： 本申请公开了一种加筋壁板热屈曲试验载荷施加装置，包括反向器、底座、石英灯管组；底座设有凸台；反向器包括从下到上平行相隔设置的第一面板、第二面板、第三面板和第四面板，第二面板和第三面板之间用于夹持待测加筋壁板试验件，反向器还包括沿水平方向平行相隔设置的四根支柱，支柱两端开口，内部中空用于冷却水通过；石英灯管组包括多根石英灯管，石英灯管沿竖直方向排列，位于第二面板和第三面板的同一侧，用于加热待测加筋壁板试验件。本申请的加筋壁板热屈曲试验载荷施加装置，主体采用反向器结构，将试验件的压向载荷转化为拉向载荷进行施加，使得加载过程变得便捷和稳定。

摘要： 本发明公开了一种计算石墨烯复合材料层合板热屈曲的数值方法，基于一阶剪切变形理论，采用扩展的Halpin‑Tsai模型计算复合材料的弹性参数，并通过哈密顿原理获得屈曲方程，最后采用无网格方法进行弱变分获得离散屈曲方程，最终计算出了层合板不同宽厚比、边界条件、层合角度和初始温度下的屈曲临界温度。由于石墨烯复合材料具有优良的力学性能，本发明能为航空航天、汽车等领域提供一定的设计帮助。