Bush有限单元原理及其在航天器结构建模中的应用

利用大量的数值计算确定了MSC.NASTRAN软件中广义弹簧单元（Bush）刚度阵的解析表达式,通过对比Bush元与剪切梁元的刚度阵,推导了Bush元参数与剪切梁刚度参数的对应关系,并利用展开状态的太阳翼结构和大型桁架结构的静力和动力分析验证了推导结果。该研究揭示了Bush有限单元的原理和所有输入参数的物理含义,有助于Bush元在结构有限元分析中的准确使用。     

固体推进剂的热粘弹性有限元分析

本文首先从弹性——粘弹性的相似性出发,导出张量形式的三维线性热粘弹本构方程,然后根据虚功原理建立相应的有限元公式,最后编制了平面应变条件下的有限元分析程序TVE,并计算了二个实例。计算结果表明所介绍的分析方法与计算程序具有相当高的精度,可用于固体推进剂药柱在固化冷却过程巾的应力分析。     

闭合薄壁剖面杆刚度计算的有限元素法

利用有限元法对飞机闭合薄壁剖面杆结构进行刚度计算，其结果与全尺寸试验值吻合较好。     

航空发动机空气涡轮起动机包容结构研究

为了解某航空发动机空气涡轮起动机包容结构对其包容性的影响,采用LS-DYNA软件对空气涡轮起动机的包容性进行数值仿真,并在高速旋转试验台上开展了多次包容性试验。试验中采用涡轮盘预制裂纹的方式,使涡轮均匀破裂成3块,针对不同厚度的包容结构和不同的包容环支承结构分别进行包容试验。试验结果表明:在厚壁包容结构试验中轮盘碎块飞出,包容效果不理想;在薄壁包容结构试验中轮盘碎块击穿内层壳体并撞击包容环,轮盘碎块无飞出,包容效果较为理想;在薄壁包容结构试验中采用螺钉固定支承结构,第1次试验成功包容,第2次试验中涡轮盘被包容但组件倒翻,在第3次试验中采用凸台加固支承结构成功包容,表明选用合适的包容结构及其支承结构对确保其具备有效的包容能力十分重要。研究结果对空气涡轮起动机的包容结构设计有很好的指导意义。     

射流伺服阀用放大型超磁致伸缩执行器建模及分析

为提高射流伺服阀的动态性能,设计了采用桥式微位移放大机构的射流伺服阀用放大型超磁致伸缩执行器(AGMA)。建立了计输入位移损失的放大机构模型以及非线性位移输出理论模型,并采用有限元法对所建放大机构模型进行了对比验证,结果表明:放大机构的输入刚度模型最大误差0.78N/μm,放大倍数模型最大误差0.22,放大倍数受输入位移影响较小。最后,试验研究了AGMA的静动态特性,结果显示:控制电流在-0.5A到0.5A缓慢变化时,AGMA输出位移约为78μm;当控制电流从-0.5A跃变到0.5A时,其峰值位移约为71μm,峰值时间约为0.014s,调节时间小于0.1s;当控制电流幅值为0.5A时,其输出位移幅频宽40Hz,谐振频率约为30Hz。     

复合材料开口结构参数化建模技术研究

基于MSC.Patran软件,运用PCL语言编写了参数化建模程序,实现了多种开口形式和加强形式的复合材料开口结构二维模型快速化、自动化建立。运用刚度等效原理将复合材料任意截面形式的筋条等效成各向同性矩形实心筋条,解决了目前有限元软件中没有提供复合材料一维梁单元的问题。结合复合材料开口结构刚度计算与优化设计实例,验证了建模方法的准确性与实用性。     

航空发动机高压转子前轴承刚度特性分析

为了得到航空发动机高压转子前轴承刚度随发动机工作状态的变化规律,建立了该轴承的刚度分析模型,引入了轴承内、外环配合参数、离心效应、热效应以及联合载荷对轴承刚度特性的影响,数值分析了该轴承的刚度随轴承内、外环配合参数、转速、轴承工作温度及外载荷的变化规律。结果表明,轴承的径向刚度、轴向刚度和角刚度,随轴承内、外环过盈配合量增大而增大,随转速、工作温度和弯矩的增大而减小;径向力增大,轴承的径向刚度增大,轴向刚度和角刚度减小;轴向力增大,轴承的径向刚度减小,轴向刚度和角刚度增大;轴向载荷对该轴承的刚度影响最大。     

串联式鼠笼弹性支承高周疲劳性能试验

为评估弹性支承高周疲劳性能,根据某航空发动机串联式鼠笼弹性支承系统结构,设计了一套弹性支座疲劳试验件和试验参数测试方法,对弹性支座的高周疲劳性能进行试验研究。经试验验证,所设计的试验方案可以更好地模拟发动机工作状态下弹性支座的受力状态,试验过程中的载荷调节和控制更直接、便捷,为发动机弹性支承的疲劳寿命设计提供了方法支持。