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在国家数值风洞(NNW)工程的资助下,依托NNW-FSI流固耦合模拟软件平台,从气动载荷作用下飞行器结构静变形大小与收敛过程无关的物理机制出发,基于变形增量叠加的方式,设计和实现了一种静气动弹性耦合加速策略,通过松弛因子对耦合迭代的收敛过程进行调整。结合超大展弦比无人机和CHN-T1模型两种不同外形,开展了不同松弛因子下的静气动弹性耦合数值模拟,对耦合加速策略的参数影响和加速效果进行了测试和评估。从计算误差控制角度对松弛因子加速耦合迭代收敛的作用机制进行了理论分析,弄清3种类型静气动弹性耦合模拟过程中松弛因子发挥的作用,并给出了松弛因子选取范围的建议。静气动弹性耦合模拟和理论分析结果表明,针对不同类型的静气动弹性耦合问题,选取合适的松弛因子,能够达到抑制振荡并加速收敛的效果。 相似文献
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利用均匀化方法,计算了树脂基三维编织复合材料在不同温度下的恒温松弛模量,通过对计算结果的分析,提出了树脂基三维编织复合材料松弛模量具有时温等效性的假设,并用数值方法验证了此假设的合理性。以该假设为基础,建立了由树脂基三维编织复合材料恒温松弛模量确定其变温松弛模量的一般方法。对模型施加合理的周期性边界条件后计算了材料编织方向的变温松弛模量,并对比了不同温度变化速率对变温松弛模量的影响。结果表明,对应于不同的温度变化历史,树脂基三维编织复合材料有不同的变温松弛模量,但稳态值相同,且快速升温可明显缩短变温松弛模量到达稳态的时间。 相似文献
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考虑应力松弛的单晶涡轮叶片蠕变疲劳寿命预测 总被引:4,自引:3,他引:1
建立了民用航空发动机单晶涡轮叶片考虑应力松弛的蠕变疲劳寿命预测方法,该方法在热弹性蠕变有限元计算基础上,综合单轴等应变松弛模型及多轴应力修正因子预测全寿命周期内的应力松弛历程,应力下限取为一次应力.利用综合时间硬化隐式蠕变方程描述蠕变变形,结合损伤雨流计数法及Morrow方程计算疲劳损伤,基于Robinson法则的分段损伤线性累积方法计算全寿命周期内的蠕变损伤,总损伤达到临界损伤时获得蠕变疲劳寿命.通过对公开的单晶材料蠕变疲劳数据的分析,临界损伤定为0.5.结果显示,考虑应力松弛的蠕变疲劳寿命是不考虑应力松弛的45.6倍.为保证可靠性而兼顾经济性,叶片寿命预测时,可先有限元循环加载n个循环,再利用所提出的方法预测2n个循环内的应力松弛历程. 相似文献
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应用Murman-Cole的有限差分法,求解具有纵向大扰动而横向小扰动的跨音速轴对称速势方程,由此计算旋转体跨音速零升力时的压力分布和波阻力,以及激波位置。物面边界条件被转移到物体轴上。远场边界条件由无穷远处的条件近似代替。计算物面压力系数时,用细长体理论进行物面速势插值。 速势的差分方程用沿半径方向线超松弛改进迭代求解。网格取62×16,迭代初场取零,达到收敛的迭代次数对M_∞<1,M_∞>1以及M_∞≈1分别大约为150,40和300次。松弛因子取为:M_∞<1时,0.9≤ω_b≤1.7,0.9≤ω_p<1.0;M_∞≥1时,0.8≤ω_b≤0.9,0.8≤ω_p≤0.9,这里ω_b,ω_p分别为局部亚音速点和超音速点的松弛因子。 算例为七种不同外形的细长体,计算结果与实验符合尚好。 文中对网格、初场、迭代方法、松弛因子等有关收敛性、收敛速度问题进行了探讨。在局部线化条件下,对定常小扰动轴对称势流的差分方程,进行了线超松弛迭代的稳定性和收敛性分析。数值计算经验与理论分析所得结论相符。 相似文献
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通过对军用运输机不同绞车设备滑轮组构型进行对比研究,引入了绞车设备滑轮组效率因子的概念并提出了其效率因子的计算方法,并使用该方法对现有的几种典型绞车设备滑轮组进行效率因子计算及优劣分析,给出了提高绞车设备工作效率的定性要求,可为绞车设备滑轮组的选取提供参考。 相似文献
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为了将基于部件三维仿真模型获取的部件工作特性耦合于发动机循环参数分析、提高整机性能预估的可信度,本文提出了改进完全耦合方法,结合核心机驱动风扇级(Core Driven Fan Stage,CDFS)三维仿真模型和变循环发动机(Variable Cycle Engine,VCE)零维仿真模型,使用迭代耦合和改进完全耦合方法建立了VCE多维度仿真模型,研究了修正因子计算方法及边界参数松弛处理方法对VCE多维度仿真模型的影响,对比了迭代耦合与改进完全耦合方法的差异。结果表明,采用改进完全耦合方法时,直接将基于部件高保真度仿真模型得到的压比和等熵效率应用于发动机循环参数分析,可避免非线性方程组线性化过程对部件高保真度仿真模型的重复调用,同时计算过程不依赖于部件通用特性图。采用优化方法计算修正因子或者对边界参数进行松弛处理均可以抑制改进完全耦合方法中迭代残差的震荡,加速收敛。改进完全耦合方法与迭代耦合方法计算结果无明显差异,且在使用优化方法计算修正因子时收敛速度基本一致。超声速巡航状态下,与VCE零维仿真模型的计算结果相比,多维度仿真模型中CDFS压比升高了2.73%,由此导致VCE推力降低了3.48%。 相似文献
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求解气体动力学方程的推进迭代方法 总被引:1,自引:0,他引:1
本文由三部分组成,第一部分考察隐式推进迭代求解气体动力学方程的基本方面;第二部分介绍带压力松弛因子的推进迭代方法;一些数值算例在最后一部分给出。计算表明,此方法比目前一般方法具有更高的收敛速度,对于不同问题具有更强的适应能力。 相似文献
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本文通过对HTPB复合固体推进剂在宽广温度范围内、定应变条件下单轴应力松弛的实验测定,根据线性粘弹及热流变简单性的基本假设,将-50℃到80℃间 一个温度下的应力松弛曲线,采用时间~温度折合变量的数据处理方法,迭加成-40℃、20℃及70℃三个参考温度下主松弛模量随推进剂时间特性的变化曲线,并用Prony级数式及修正的幂函数式描述;还通过玻璃化转变温度的测定和图解法求出的时间~温度偏移因子建立了该推进剂材料修正的WLF方程;同时就端部粘木试样和传统的哑铃形试样对试验结果的影响进行了比较。 相似文献
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文章将非粘滞阻尼模型的松弛函数分为2种形式进行研究讨论:一种是幂指数函数的形式,另一种是指数函数的形式。以应力松弛试验为例,从理论和试验2个角度考虑初始坡度,都可以看出初始坡度对应力变化的影响,从而克服了忽略这一问题带来的误差。 相似文献
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文献[1]在局部线化假设下,运用了Von Neumann方法,分析了线松弛迭代的稳定性问题。关于改进迭代的稳定性,该文指出对于局部超音速点,存在一个大于0面小于1的数ω_0,使得松弛因子ω满足0<ω_0<ω≤1时,迭代是稳定性的。本文作者认为,这一结论是错误的。正确的结论应该是:对于任意的满足0<ω<1的松弛因子ω,改进迭代在Von Neumann的意义下总是发散的。现证明如下。 相似文献
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研究了魏氏组织BT14合金在200、400 和 600℃下的应力松弛行为,并通过应力松弛过程中微观组织的变化研究应力松弛的微观机理.研究表明,BT14 应力松弛存在应力松弛极限,松弛温度是决定应力松弛极限的主要因素,温度越高,应力松弛极限越低;在一定的温度下,应力松弛开始阶段对应较高的应力松弛速率,并随松弛时间的延长迅速降低,随温度升高,开始阶段的应力松弛速率也升高.根据应力松弛的特点,建立了BT14合金应力松弛方程.200 和 400℃应力松驰变形中,发现位错滑移带,这时应力松弛的微观机理为位错蠕变导致的微区塑性变形;600℃应力松驰变形中,发现亚晶界,其松弛机理为回复蠕变. 相似文献
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以粘弹理论为基础,采用拉氏逆变换和数值积分的方法,推导出由拉伸松弛模量E(t)、粘弹泊松比v(t)计算固体推进剂体积松弛模量K(t)的计算公式和数值解法。计算结果表明,由该方法计算的K(t)值和实验得到的K(t)值一致,且该方法简单、实用、方便、精度高。 相似文献
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利用动态热机械分析研究了一组不同RDX含量的改性双基推进剂的动态力学性能。根据"时间-温度"等效原理的WLF方程获得了该推进剂体系α松弛的粘弹系数Cg1,Cg2和主曲线叠合的垂直位移因子bT以及松弛过程的活化能Ea。结果表明,随着固体填料(RDX)含量的增加,该推进剂的储能模量下降,α松弛的损耗角正切(tanδ)的峰温逐渐降低,以tanδ为代表的力学损耗强度逐渐增大,而β转变所对应的温度不变。用自由体积理论解释了固体含量对改性双基推进剂动态力学性能的影响。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2017,(3):42-47
为实现三维疲劳裂纹扩展自动模拟及获得更高精度的应力强度因子,在实体参数化建模的基础上,自编程开发了两种参数化裂尖网格模型,分别对应奇异元法和虚拟裂纹扩展法(VCCT法)计算应力强度因子,且两种参数化网格可互换以便相互验证。两种裂纹模型均精心设计,裂纹前缘网格正交,过渡均匀,疏密可调。与解析解的对比结果表明,两种参数化网格模型均有很高的计算精度,可为一般工程结构获得较高精度的应力强度因子结果提供技术支持。 相似文献