径向基点插值法计算效率的改进方法

伽辽金弱形式和径向基点插值法(Radial basis point interpolation method,RPIM)的无网格法在解决偏微分方程问题中表现出良好的性能,但是在同时提高计算效率和精度方面存在困难。为了提高此类无网格法的计算效率,本文定义了一种基于背景网格的定义域,在计算定义域内的积分点插值时采用同一批节点,在插值计算过程中减少了部分矩阵计算次数,降低了RPIM无网格法的计算时间。在提高计算精度方面,本文提出一种杂交应力的无网格方法,用Hellinger-Reissner(H-R)变分原理推导求解方程,采用无网格方法求解。数值算例表明,本文方法计算二维固体力学时,在具备良好的计算精度的同时提高了计算速度,具有较高的实际应用价值。     

外物损伤对不锈钢疲劳强度的影响

基于空气炮法,针对不锈钢平板试样开展了外物损伤（FOD）模拟试验,使用三维体式显微镜观测了损伤的宏观特征,并用扫描电子显微镜观测了损伤的微观特征,模拟外物损伤具有挤压变形、材料的剪切丢失、塑性变形等宏观特征和微小裂纹、塑性变形、微小缺口、片层结构等微观特征.采用步进法对FOD试样进行了高周疲劳试验,试验结果表明FOD使试样的疲劳强度相对未损伤试样下降超过14%,并且随损伤尺寸的增大,试样的疲劳强度基本呈降低的趋势.疲劳源区多为损伤处的微小缺口或微小裂纹,说明FOD为疲劳裂纹的萌生和扩展提供了有利条件.      

复合材料层合板鸟撞损伤及吸能影响因素数值分析

数值分析是进行复合材料构件抗鸟撞损伤设计工作中的重要内容.主要采用瞬态非线性有限元分析方法结合文献试验对层合板鸟撞过程进行数值分析,分析了鸟撞层合板的初始损伤情况以及某一时刻各层的应力、应变情况;对比分析了铺层顺序、层合板参数、鸟体参数的变化对层合板吸收能量的影响.分析结果对航空复合材料层合构件抗鸟撞研究具有一定的参考价值.      

航空发动机叶片外物损伤研究现状

 全面地介绍了航空发动机叶片外物损伤研究的现状。叶片鸟撞击损伤是一种软物损伤。从鸟撞击叶片过程的理论研究、计算研究和试验研究三个方面进行了详细地介绍。叶片冰撞击损伤既可能是软物损伤又可能是硬物损伤。叶片冰损伤的研究文献较少，对此进行了简要地介绍。叶片硬物损伤包括金属块、石块和冰块三种形式。对叶片硬物损伤研究的各个方面，包括叶片硬物损伤的形成、叶片硬物损伤后的疲劳强度、叶片由于硬物损伤而产生微裂纹和微裂纹增长等，进行了详细地介绍。最后，提出了国内进行叶片外物损伤的研究方向。     

发动机叶片鸟撞击瞬态响应的数值模拟

 简介了叶片鸟撞击瞬态响应的计算方法, 并采用接触冲击算法计算模拟了不同质量的鸟撞击单个、多个及整级叶片的瞬态响应过程。结果表明: 接触冲击算法能较为真实反映叶片鸟撞击过程; 不同质量的鸟撞击叶片时, 叶片变形与应力有较大的差异; 大质量的鸟撞击时, 必须考虑撞击区附近的局部塑性变形、叶尖位移以及叶根的局部塑性变形。研究结果对于进行我国叶片抗鸟撞击损伤设计具有重要参考价值。     

一种鸟撞击叶片的切割模型

对鸟撞击风扇／压气机叶片进行响应分析，首先必须确定鸟体撞击叶片时的切割模型。本文提出了一种更接近于鸟形状的椭球体模拟鸟撞击叶片的切割模型，给出了计算最大切片尺寸和质量的表达式。计算了3种不同质量的椭球体模拟鸟撞击叶片时的最大切片的尺寸和质量，并与圆柱体模拟鸟撞击叶片切割模型的计算结果进行了比较。     

高压涡轮机匣热固耦合下多目标优化方法

建立了包含高压涡轮(HPT)机匣基本结构在内的轴对称参数化模型,基于热固耦合变形和结构参数灵敏度分析结果,选择了灵敏度高的12个关键结构参数作为优化设计变量,采用第2代非劣排序遗传算法(NSGA-Ⅱ),开展了以机匣等效质量和挂钩处径向平均位移为目标函数的多目标优化。优化结果表明:机匣加强肋结构朝着有利换热的方向发展,其他结构朝着机匣质量减轻的方向发展；优化后模型质量及径向位移量均有所减小。