各向异性Chaboche黏塑性本构方程隐式应力积分算法

针对各向异性Chaboche黏塑性本构方程,利用有效参数控制法推导了该方程的隐式积分算法,该算法把所有未知量都用同一个控制参数表示,并形成控制方程,从而把本构方程应力积分的问题转化成一个非线性控制方程的求解问题.该积分算法程序,与通用有限元软件Marc结合,通过单个单元对单向拉伸、循环、松弛的响应的实验数据进行了数值模拟,通过与显式算法对比,该隐式算法的稳定性和收敛性有所提高.构件的对比分析也表明隐式算法比显式算法具有较高的效率.      

涡扇发动机加减速特性显式与隐式计算方法

为了探索一种便于进行涡扇发动机过渡态控制规律设计的性能计算模型,提出了基于部件法的涡扇发动机加减速的显式格式和隐式格式计算方法,该方法通过在发动机计算模型中直接给定喘振裕度限制值、燃烧室油气比限制值和涡轮进口总温的限制值,计算出最优的加减速特性,进而获得发动机的最优加减速控制规律。计算模型针对不同的给定值,选择了不同的燃烧室容积效应模型。证明了对一般的涡扇发动机,隐式格式计算模型中,给定压气机喘振裕度算法的解是唯一的。以某涡扇发动机在地面的加减速过程为例,按最优加减速控制规律计算,显式格式算法和隐式格式算法的结果误差小于1.3%.对给定高压转子转速加速率的加速特性也进行了验算,计算结果与最优加速过程的结果误差小于1.7%.本文提出的加减速特性计算方法可为涡扇发动机的过渡态开环和闭环控制规律设计提供便捷的手段。     

结构动力学方程的显式与隐式数值计算

从理论上详细推导了动力学方程的显式隐式时间积分数值计算方法,针对经典中心差分格式在求解阻尼结构计算效率降低的问题,研究提出了一种新的显式积分格式,理论证明该数值积分格式能够处理各种复杂阻尼状态而不降低计算效率。对于不同的时间步长通过设定调节加速度参数,能得到比经典显式计算格式和NEWMARK逐步时间积分更高的精度,最后通过数值算例对三种计算格式的理论分析进行了验证。     

多重网格加速的LUSGS算法用于喷管流场数值模拟

采用有限体积法,二阶精度插值的Roe格式对三维流场N-S方程进行空间离散;采用LUSGS隐式时间推进法和多重网格技术加快计算收敛速度;采用独特的显式算法克服了两方程湍流模型刚性对流场计算收敛速度的影响,并给出了该方法的理论依据。通过轴对称喷管内流场、二元喷管内外流场的数值模拟验证了采用以上方法在计算效率上的提高。最后将RNG模型计算结果与SA模型计算结果及实验数据做对比分析。     

基于GPU和隐式格式的CFD并行计算方法

从图形处理器(GPU)架构特点出发,提出了基于数据并行的隐式计算流体力学(CFD)求解方法,空间离散格式采用迎风Roe格式,计算网格适用于结构和非结构网格。采用统一计算设备架构(CUDA)技术实现了GPU上的隐式CFD并行计算。分别在Intel Core2 Quad3.0GHzCPU和NVIDIAGTX280 GPU上进行了计算,结果表明隐式格式计算速度是显式格式6倍以上,采用显式格式的计算加速比达到28倍,采用隐式格式计算加速比达到了28.7倍,同时计算加速比随计算规模的增加而增加。计算结果和实验结果较为吻合。     

用虚拟黏性法构造Navier-Stokes方程黏性项的隐式格式

提出的虚拟黏性法是一种关于Navier-Stokes方程黏性项(黏性应力项和传热项)的隐式新方法。通过引入虚拟时间和虚拟黏性项,将隐式格式的构造大大简化,从而避免了大型复杂隐式差分方程组的常规求解。在虚拟时间推进过程中所需求解的方程组的系数矩阵是一个三对角矩阵,它具有计算简单且计算量小的优点。用模型方程和Navier-Stokes方程进行了数值仿真,研究各种参数对计算的影响,并在精度和效率上与显式方法进行比较,证实了算法的正确性和优势。最后分析了本文格式的适用范围。     

热传导方程有限差分区域分裂：显—隐算法的注记

把Rodrigue和Wolitzer（1995）提出的一种新型显格式应用于热传导方程有限差分区域分裂算法的内边界点,并得到这类显—隐算法的收效性结果。新算法的逼近阶较好,而且较纯新型显式方法可以节省一倍左右的计算量。     

一种高效的隐式间断Galerkin方法研究

基于线性化处理,在时间方向上对间断Galerkin方程进行了隐式离散,从整体上对迭代过程进行了合理的优化,并以此求解了计算流体力学中的二维Euler方程。其中,LU-SGS方法得到了进一步的推广,被用来高效求解隐式格式对应的大型稀疏线性系统。数值实验表明,无论对于亚声速问题还是跨声速问题,该格式都是无条件稳定的;与显式的Runge-Kutta间断Galerkin格式相比,当残值下降到相同量级时,隐式格式所需的迭代步数和CPU时间均在很大程度上得到了减少。     

叶栅绕流计算的高分辨率隐式解法

以一种性能优越的高分辨率格式为基础, 发展了其隐式解法, 提出并实现了与这种格式相适应的隐式边界处理过程, 从而显着提高了高分辨率格式的收敛速度。用不同来流条件下叶栅绕流数组计算结果与实验做了对比, 以说明解的准确程度和本文算法的效果。      

用高效矢通量分裂格式求解二维叶栅的跨音流动

提出了一种高效隐式矢通量分裂格式。该格式通过在显格式上添加合适的高阶小量, 避免了近似因子分解和系数矩阵运算, 大大地减少了计算量。同时该格式在收敛性及激波捕捉精度等方面均保持了矢通量分裂格式所具有的优势。将该格式用到了二维叶栅的无粘跨音流场的数值模拟中去, 结果令人满意, 证实了无矩阵运算、无近似因子分解的隐格式构造有一定的推广意义。      

带壁面射流燃烧室燃烧数值模拟

利用基于非结构化网格有限体积法对三维有壁面射流的燃烧室内两相流动和燃烧进行了数值研究.对气相流动在Euler坐标系下求解,而对液滴相则利用Lagrange方法进行追踪求解.计算区域采用四面体网格进行划分,气相流场用SIMPLEC计算方法,对液滴相采用了欧拉隐式方法.考虑了液滴相与气相的完全双向耦合作用,分别采用了Spalding液滴蒸发模型和涡破碎(EBU)燃烧模型,数值计算结果与文献中实验数据吻合较好.      

隐式无网格算法及其应用研究

本文的主要目的在于研究求解Euler方程的隐式无网格算法，并应用于复杂的流场计算。采用无网格算法，计算区域用点云离散代替通常的网格划分；计算点上的空间导数，用当地点云上引入的二次极小曲面逼近。求解的Euler方程用隐式时间后差离散，结合用Roe的近似Riemann解确定通量，并用LU－SGS算法分步计算，数值求解了单翼型或双翼型模拟的复杂绕流。     

民用飞机有限元模型的适航符合性验证

在民机结构强度设计及优化中，有限元模型作为一种数值计算方法已被广泛应用，并被业内所认可，但至今仍缺乏一套有效的有限元模型适航验证方法。本文从适航规章角度出发，探讨了有限元模型的验证思路和要求，梳理了验证要素，并给出了验证评价体系，可用于指导后续民机设计有限元模型适航符合性验证。     

基于LS-DYNA和HyperMesh的某型飞机垂尾翼尖前缘鸟撞分析

飞机的鸟撞事故是一种突发性和多发性的飞行事故,轻则飞机受损,重则机毁人亡.在飞机设计过程中,为了通过严格的适航条例,需要进行大量的鸟撞试验.随着有限元理论和计算机软、硬件的发展,利用计算机仿真技术进行飞机结构的抗鸟撞设计分析可以减少试验数量或者加强试验针对性,提高试验效率.基于LS-DYNA软件和前处理软件HyperMesh,利用光滑粒子法（SPH）与有限元耦合算法,采用带失效模型的短梁单元模拟铆钉失效,对某型飞机垂尾前缘进行鸟撞分析.通过对应力和位移结果的分析以及对沙漏能的有效控制,表明本文提出的建模方法具有满足工程要求的准确性,符合适航条例的规定.     

基于Chaboche 理论的GH901 合金本构模型改进

为某型航空发动机涡轮盘损伤分析的需要,在涡轮盘材料GH901试件高温拉伸试验、低周疲劳试验、蠕变试验以及疲劳/蠕变交互作用试验基础上,分析Chaboche本构模型特点,基于涡轮盘实际使用中的变幅脉冲循环,将应变幅值记忆项引入Chaboche本构方程;通过已有试验结果,应用量子遗传算法优化得到改进的本构方程各参数。将本构方程计算结果与试验结果对比,证明改进的本构方程是合理的。     

体积成形数值模拟技术的研究现状及发展趋势

 简要回顾了金属体积成形三维数值模拟技术的发展历程 ,对国内外在此领域的研究现状及发展趋势作了较全面的分析与展望 ,指出研究的重点由宏观转向微观、单一分散转向耦合集成、由共性通用转向特性专用型的模拟。介绍了 4种数值模拟新方法——无网格数值模拟、自适应有限元数值模拟、刚塑性有限边界单元法、基于特征的有限元数值模拟。     

轴拉载荷下轴棒法C/ C 复合材料的渐进损伤

以渐进损伤方法和双线性内聚力模型为理论基础,结合ABAQUS6.8用户子程序USDFLD对轴向拉伸载荷作用下轴棒法C/C复合材料的破坏模式及载荷进行了预测,对比了试验结果与预测结果.结果表明:本方法可以准确预测轴拉载荷作用下轴棒法C/C复合材料的破坏模式.     

歼击机座舱盖热力耦合覆盖成形的有限元初步分析

针对覆盖成形过程涉及的大应变变形、温度耦合以及界面摩擦等高度非线性特性,建立了适合于此类问题数值模拟的基于"持续平衡方程"的静力显式有限元模型,并对以聚碳酸酯聚合物板材为歼击机座舱盖的覆盖成形过程进行了有限元初步分析。     

后射导弹对空战对策及航空技术影响研究

以“二车对策”为数学模型，采用从定性微分对策理论发展来的“GR区”法，研究了装备有前向发射和后向发射两种空空导弹的战斗机与只装备了前向空空导弹的战斗机之间的一对一空战，并进行了数值仿真，仿真结果表明，前者比后者明显占有优势，最后，分析了后射空空导弹对航空技术的影响。