杆件拉伸实验中的破坏预估及结构模型修正研究

通过对强度理论、杆件拉伸概念及公式的分析研究，引入实验元件的几何刚度和弹性稳定性系数的概念，推导出实验元件的拉伸位移变化率的公式，并以此进行实验元件的破坏预估及结构模型修正。     

表面裂纹疲劳扩展和寿命计算的高效高精度数值分析方法

基于弹性力学理论,建立了三维裂纹应力强度因子计算的混合边界元法基本理论和数值求解技术;针对表面裂纹疲劳扩展过程中,需要计算每个裂纹扩展步下的应力强度因子,从而需要重复计算大型非对称系数矩阵问题,提出了仅在初始裂纹状态下一次计算主控矩阵,对于随后的疲劳裂纹扩展,只需做非常小规模矩阵的计算,且以显式形式给出应力强度因子解而无需求解大型线性代数方程组的方法,大大提高了计算效率;针对疲劳裂纹扩展过程中,单元需要不断重新划分问题,由于混合边界元法中的主控矩阵与裂纹无关,故只需对裂纹表面单元进行重新划分,对半椭圆表面裂纹,由于将其映射到单位半圆上划分单元,而单位半圆上的单元在疲劳扩展过程中不变,从而通过映射关系自动重新划分裂纹表面单元。最后,通过若干算例和试验,考核了本文方法的精度和可靠性。本文的研究为工程结构表面裂纹疲劳扩展和寿命计算的高效高精度数值分析建立了理论基础和实现方法。     

CJ818大型飞机开口结构设计

为了让操纵杆、液压管路、电缆束等元件通过,经常需要在飞机结构的壁板、腹板上开口,此外,还有窗口、舱门、维修口等,因此飞机结构的开口设计是不可避免的,特别是大型飞机的结构开口问题更加突出。因此,对于大型飞机的开口结构,如何进行加强、设计出高效的加强结构,以确保结构的内力传递,满足强度和刚度的要求就显得尤为重要。总结了飞机开口结构形式,补强形式,并结合结构强度校核原则及主动结构刚度设计的结构设计理念和设计方法,给出了飞机开口结构的设计方法与模拟研究。     

径向支承刚度非对称转子系统振动特性分析

为研究径向支承刚度非对称对航空发动机转子系统的影响,采用集中参数模型和有限元理论建立此类转子振动特性的求解方法,研究关键影响参数及影响规律.结果表明:支承刚度非对称导致转子系统在两正交方向质量刚度特性不同,使稳态响应相位非同步变化和幅值差异,这是引发转子反进动涡动和椭圆形轴心轨迹的内在原因.增大支承刚度非对称程度使转子...     

用试验数据修正刚度矩阵

讨论用试验数据修正刚度矩阵的问题。依据特征方程、刚度矩阵的对称性和半正定性,利用代数特征值反问题的理论和方法,研究了这个问题解的存在性和唯一性,提出了修正刚度矩阵的一个新方法。用这个方法修正的刚度矩阵不仅满足特征方程,而且是唯一的对称半正定矩阵。     

复合材料加筋板后屈曲强度工程分析方法探讨

复合材料加筋板的屈曲性态研究(包括初始屈曲、后屈曲分析以至二次屈曲和最终破坏),其目的在于预测壁板在初始屈曲后的刚度降以及对加筋结构整体抗屈曲能力的影响,给出最终的破坏载荷。 目前,国内外有关加筋板屈曲的研究工作还仅限于以线弹性分析为基础的简化计算模     

环氧胶砂模结构的改进

以前我厂生产中使用的蒙皮拉型模和型材检验模及正、反胶砂模型,都是实心结构的环氧胶砂模。其制造困难,耗费大量工时和材料,使用过程中经常由于刚度、强度不够而出现问题。近几年来,我们进行了环氧胶砂模的结构     

细长旋成体大迎角非定常运动数值研究

利用DES方法对处于非对称流态下的细长旋成体进行了俯仰和偏航振荡的数值模拟,观察细长体气动特性尤其是背风面非对称分离涡的变化。计算结果表明在大迎角非对称多涡系情况下,固定频率和振幅的非定常运动可以改变流场结构和气动力,对细长体背风面流态有巨大的影响。俯仰振荡对非对称分离涡有明显的控制作用,抑制流场的非对称性,使分离涡趋于对称;而固定频率的偏航振荡则破坏背风面分离涡的稳定性,激励非对称背涡产生随时间变化的周期性脱落。所进行的非定常运动与细长体流场耦合作用研究在国内外研究尚少。     

用非线性分析法研究转子振动故障特征

用非线性分析方法对航空发动机等高速旋转机械常见振动故障:突发不平衡、转子裂纹、静动部件碰摩进行研究。用三维边界元法, 分析含开闭裂纹的转子刚度随转角变化的关系。用作用力模型来模拟动、静部件的碰摩。采用传递矩阵和有限元结合的方法建立系统运动方程。用Wil-son-θ积分法数值求解非线性方程。经过分析, 得出了一些有助于故障诊断的振动特征。      

主动结构刚度设计法在CJ818飞机设计上的应用研究

在飞机结构设计过程中,相对于结构强度设计而言,结构刚度设计的指标通常不太明确,只是一些定性的指标,而结构刚度设计又在飞机设计过程中占有举足轻重的地位,它将关系到飞机研制的成功与否,直接影响到飞机研制的周期、费用和可靠性。主动结构刚度设计法的应用将有效地缩短研制周期、减少研制费用,提高飞机可靠性。从结构刚度设计的角度出发,分析了CJ818飞机结构刚度设计方面的问题和特点,讨论了以往被动的结构刚度设计理念和方法中存在的问题,以实际工程应用为出发点,提出了主动结构刚度设计的结构设计理念和设计方法,给出了大型客机主动结构刚度设计方案的分析过程。     

计及复合材料受剪板后屈曲的薄壁结构分析

 本文提出了一种具有后屈曲复合材料受剪板的薄壁结构分析方法。假定后屈曲受剪板处于半张力场应力状态。以等效受剪板代替上述的后屈曲板,则可利用常规有限元法进行该结构分析。等效受剪板的刚度等于后屈曲复合材料受剪板的增量刚度,而后者系由余虚功原理与最小余能原理决定的。利用常规有限元法确定增量位侈,然后再根据余虚功原理求得后屈曲复合材料受剪板的应力增量和应变增量。     

用微元法建立单刚体动力学的虚加速度原理和虚力原理

本文首先从刚体动力学方程出发,利用变积法推得其虚加速度原理和虚力原理,然后用微元法思想由质点系动力学的虚加速度原理、虚力原理推得刚体动力学的虚加速度原理与虚力原理,并对两种方法本身进行了比较。由于本文的推导方法是从连续介质力学的观点进行的,故这种方法对进一步建立单柔体、多柔体动力学的虚加速度原理和虚力原理具有重要应用价值,进而对现在热点之一的柔性飞行器动力学的研究有潜在的意义。     

能量法和加权残值法的联合应用——构造有限元的新途径

 本文将能量法和加权残值法结合起来(记为EWR方法),构造非协调位移元,特点是(1)做法简便——用加权残值法来放松单元间位移连续条件。可使能量泛函中不再包含不协调位移引起的能量贡献项,于是单元只有位移一类变量。(2)使用可靠——由于将加权残值法与能量泛函统一考虑.权残方程可赋予明确的物理意义。一方面。适当选择权函数,权残方程的满足就意味着非协调元收敛准则的满足。另一方面,变换权函数,可将现有各种位移型单元纳入EWR方法的统一形式中。     

基于参数化有限元方法的机翼重量预测

为飞机总体设计阶段提供一种快速而较精确的机翼重量预测方法。该方法是将参数化几何建模和参数化有限元建模方法相结合,快速地建立机翼结构有限元模型。通过应用CATIA二次开发技术,实现机翼结构布置模型的自动生成;通过运用PATRAN的PCL语言,实现结构有限元模型的自动生成;通过应用优化方法,确定出结构尺寸,进而计算出机翼重量。算例表明,本方法可快速地分析不同结构布置方案和不同材料方案的机翼重量,适用于飞机总体方案设计阶段机翼重量计算。     

插入式机翼下壁板对接附加弯矩研究

插入式机翼下壁板对接具有双剪传力稳定、疲劳性能好的优点，但其结构中心线在对接区变化明显，会带来附加弯矩。为尽量减小对接区的附加弯矩，提出了在建立飞机骨架模型时即优化中央翼下翼面外形面相对外翼下翼面的位置方法。基于插入式机翼下壁板对接结构的特点，阐述了对接结构偏心的来源和附加弯矩的形成；针对某A型飞机的对接结构计算了偏心值，并利用力法对附加弯矩在对接区的分布进行了计算分析。以某A型飞机的对接结构为基础，建立了4组插入式下壁板对接结构的模型，每组模型的中央翼下翼面位置相对外翼的不同；分别用力法和有限元法对附加弯矩进行了计算。结果表明：可以通过优化中央翼下翼面外形面的相对位置达到减小对接区附加弯矩的目的。描述了另外两种下壁板对接形式的附加弯矩情况，并和插入式的进行了简单比较。最后，总结了为减小区域附加弯矩及其不利影响在对接结构设计上需要注意的点。     

航空柱塞式油泵ZB-16D柱塞腔壁贯穿故障分析

 对航空柱塞式液压泵ZB-16D的柱塞腔壁贯穿故障进行了结构和受力分析及计算。选取了合理的受力体力学模型,用三维边界元方法对受力体进行计算,得到各节点的应力,作出了相应的等值应力分布曲线,以及最大应力、平均应力与最小壁厚尺寸的关系曲线。根据转子受力情况及材料的力学性能,判断出柱塞腔壁贯穿故障属于高周疲劳破坏。分析计算的结果与实际破坏情况,二者比较接近。     

Simulation and analysis of asteroid force closure anchoring performance based on discrete element method

Asteroid exploration is significant for studying the origin of the solar system, establishing planetary defenses, and alleviating the resource crisis of the Earth. Asteroid anchoring is the basis of in-situ exploration and resource development and utilization. Therefore, the performance of asteroid force-closure anchoring is investigated using the discrete element method. The micro parameters of the simulated materials are calibrated with angle of repose and uniaxial compression experiments, based on which the regional modeling method is adopted to establish the anchoring discrete element model. Asteroid anchoring experiments are conducted on a self-developed microgravity simulation platform to verify the accuracy of the simulation model. The asteroid anchoring simulations are performed to investigate the influence of external force on the anchoring performance. The analysis of anchoring force varying with time and the interaction between the anchor and regolith particles reveals the influence mechanism of external force direction on the anchoring performance. The external force direction affects the critical anchoring force by influencing the failure of the force-closure structure. The comprehensive analysis of simulation results clarifies the variation of the critical anchoring force with the external forces. Finally, a stable anchoring region is established, beneficial for asteroid anchoring device design.     

复约束方法计算斜齿圆柱齿轮结构特征值问题

根据齿轮结构的循环对称性，以仅含有一个完整轮齿的扇形子结构作为齿轮有限元计算模型，用计算循环对称结构特征值问题的复约束方法，通过求解一个扇形子结构的特征值问题得到整个齿轮结构的特征值和特征向量。计算了４个不同参数齿轮的低阶固有频率和振型，并与实验结构数据比较，获得了满意的结果。这证明复约束法既极大地减少了计算所需内存和机时，又可建立包含轮齿和轮体在内的计算模型，保证了齿轮结构特征值问题计算的完整性和准确性。     

一种新的有限元线性方程组的求解算法

本文采用链表数据结构存储有限元结构总体刚度矩阵,对一有限元结构分析系统进行了改进。算例表明,改进后的系统可使存储总体刚度矩阵所需内存及分解总刚阵时间分别下降到原系统的1/2～1/4,大大提高了计算机的解题能力和执行效率。该系统可在微机上进行大型复杂结构的受力分析。     

机翼结构重量预测的多学科分析优化方法

为了克服现有机翼结构重量计算方法的局限性,提出一种基于多学科分析优化的机翼结构重量计算方法。以客机机翼为例,阐述整个计算流程。计算流程的关键步骤包括机翼外形和结构参数化建模、气动分析模型自动生成与外形优化、结构有限元模型的自动生成和结构优化。应用CAD软件CATIA的二次开发方法,实现机翼外形几何模型、结构布置几何模型和气动分析模型的自动生成;应用MSC.Patran的PCL编程技术,实现结构有限元模型的自动生成;应用等效刚度和等效强度方法,提高结构有限元模型自动生成的稳健性,缩短结构分析和优化的计算时间;应用多学科集成和优化技术,建立机翼结构重量预测的计算平台,实现整个计算过程的自动化。算例表明这种方法稳健、有效,可快速地分析机翼外形参数与结构重量之间的关系,分析不同展向载荷分布和不同选材方案对机翼结构重量的影响。