含软化带复合材料板的损伤容限特性研究

 碳/环等先进复合材料断裂韧性低,在静载作用下常具有典型的准脆性破坏模式。而在制造和使用中不可避免地会有缺陷、损伤（包括结构缺口等）,致使其承载能力大大降低。为防止损伤突然激发并快速扩展而导致灾难性破坏,软化带设计是一种颇有效果的解决办法。 软化带即在受轴向载荷的板（如机翼翼面）上设置的一些不连续条带。     

304不锈钢小冲孔蠕变试验与损伤数值模拟研究

对304不锈钢进行了恒定温度下多种载荷的小冲孔蠕变试验,在此基础上建立了304不锈钢小冲孔蠕变试样的有限元模型。应用改进的K-R蠕变损伤本构方程,分析了在650℃、恒载荷条件下的试样中心挠度、应变等随时间的变化规律以及试样蠕变损伤与位置的关系。结果表明,试验与数值模拟结果基本一致,试样中心蠕变曲线都具有明显的三个阶段,与单轴试验的应变曲线十分相似。整个试样在中心损伤比较严重,呈现明显局部化特征。试样的失效首先在下表面,距试样中心约1/10处,这与试验观察到的试样颈缩部位完全一致。     

二维非常规压缩型面超/高超声速进气道的设计概念

为了提高满足一定尺寸要求的进气道的性能,提出了一种非常规压缩型面进气道,并用数值模拟手段对该进气道和常规的二维斜楔式进气道的性能进行了比较。数值模拟结果表明,设计工况下该进气道能够获得跟常规二维斜楔式进气道大致相当的气动性能。非设计工况下,该进气道性能优于常规进气道。一体化设计时,该进气道对保持前机体来流附面层的稳定性十分有利。     

固体火箭发动机寿命预估的一种考虑

利用弹性－粘弹性对应原理，分析长期贮存固体推进剂药柱由环境温度变化引起的热应力，计算药柱损伤，并对发动机寿命进行预估。理论分析和算法具有普遍性，可供工程设计参考。     

一个简易实用的疲劳损伤累积法则

1.法则的提出 利用材料的等幅疲劳试验数据进行承受变幅荷载的实际构件的疲劳设计,必须借助疲劳损伤累积理论。40年代以来,人们一直试图寻找一种较好的疲劳损伤累积理论。表1列举了其中的一些典型代表。     

粘性不可压缩流动三维复杂流场分块耦合求解

提出了一个粘性不可压缩流动三维复杂流场的分块耦合求解方法。可解决科学和工程计算中的各种稳态和瞬态粘性不可压缩流动计算问题。     

老龄飞机结构广布疲劳损伤研究的关键问题

老龄飞机的广布疲劳损伤问题已经成为学术界和工业界关注的问题之一。从飞机机身蒙皮连接的细节应力分析、裂纹形成、裂纹扩展、剩余强度等几个方面对广布疲劳损伤进行了研究,并对当前需要研究的问题进行了分析。     

BUMP进气道喘振特性研究

本文通过分析用BUMP作为压缩面的进气道实验结果，研究了这种进气道的喘振特性。研究表明，BUMP进气道具有很强的防喘特性，因此合理的设计可避免进气道发生喘振。     

单晶高温合金接近使用条件下的寿命估算与损伤分析

针对发动机热端部件承受的典型载荷谱，发展了一种通用的寿命预测方程和损伤分析方法。这个方法是在疲劳蠕变交互作用断裂特征图及其最大应力修正的寿命方程基础上建立的。根据ＤＤ３单晶合金的疲劳蠕变交互作用断裂特征图及其最大应力修正的寿命方程，验证了本方法是切实可行的。预测精度是符合要求的。     

扑动翼型的低雷诺数气动特性分析

通过求解引入拟压缩项的不可压Navier-Stokes方程,数值模拟了绕扑动翼型的低雷诺数非定常流动。针对厚度在4%-12%之间的NACA对称翼型,分析了翼型厚度等参数对扑动翼型气动特性的影响。在低雷诺数条件下,对于纯俯仰运动,随着翼型厚度的减小,平均阻力系数也变小。而对于纯沉浮运动,发现翼型厚度对气动特性的影响和俯仰运动有很大的差别,平均阻力系数随着翼型厚度的减小而变大。通过对沉浮运动一个周期流线图的分析,认为这是翼型前缘涡的影响造成的。由于前缘涡的影响,翼型厚度增加,平均压差阻力系数变小,甚至会出现负值。雷诺数的影响研究表明,随着雷诺数的增加,扑动翼型的阻力系数减小的趋势越缓慢。