蜂窝夹芯旋转壳的屈曲分析

蜂窝夹芯复合材料旋转壳是航天器中的重要部件,且常常与其它部件互相联结,联结区局部高应力往往诱发复杂的局部屈曲模态,为此发展了一套有限元求解方案。针对蜂窝夹芯层合壳体构造了一种基于相对自由度技术的32节点三层壳元,这种单元避免了传统壳元的转动自由度,易与三维实体单元连接,使变厚度、带有补强的复合材料层合壳体等复杂结构得以正确建模。同时运用旋转周期结构有限元技术对大规模的空间蜂窝夹芯层合结构成功实施了屈曲分析。数值算例表明了计算策略的有效性和优越性。     

国产压力容器用钢的概率失效评定曲线

随着概率安全评定技术(PSA,Probabilistic Safety Assessment)的发展,该技术已经开始逐步向工程应用领域渗透,但其在应用方面还存在若干的问题,失效评定曲线的概率化就是其主要问题之一.对多个厂家、多种炉号、多种板厚4种国产钢种5种裂纹形式的大量失效评定曲线进行了概率分析,采用三段分析法和逼近法得到了不同可靠度下的4种国产钢的概率失效评定曲线及其表达式,以及一般长屈服平台国产钢在不同可靠度下的一般失效评定曲线及其表达式.运用这些表达式可实现适合我国国产钢种含缺陷构件的工程概率安全评定分析.      

大展弦比柔性复合材料机翼的气动弹性剪裁

在考虑结构几何非线性、气动非线性影响的基础上,由气动弹性问题的最普遍方程,获得大展弦比柔性复合材料机翼颤振问题的非线性稳定性分析方程.使用解析方式推导得到机翼的临界颤振速度、颤振频率对于设计变量的灵敏度表达式.展示了复合材料机翼的铺设构型和铺层角对气动弹性特性的影响,指出产生负弯扭耦合效果的机翼截面构型有利于机翼的气动弹性性能.以机翼颤振速度作为目标函数,复合材料铺层角为设计变量进行了气动剪裁优化设计,在得到最优化的铺层构型和铺层角的同时,也比较了本文解析敏度和数值差分敏度得到的优化结果.      

真空热试验中材料放气的放气量及其导热问题

材料放气是真空热试验中常见的现象,文章分析了材料放气的过程和机理,给出了计算放气量的两种方法.对于平缓的材料出气过程,从气体扩散的角度,利用费克第二定律求解得到了平板材料模型的气体浓度分布,并由此计算出放气量;对于短时间内的剧烈放气过程,是根据放气后的抽气试验数据拟合出抽气曲线,以此反算放气量的大小.文章最后还分析了由于放气而引起的低压气体导热过程,为真空热试验中的相关问题提供了理论分析依据.     

复合材料波纹梁吸能能力的数值模拟

运用MSC/DYTRAN有限元软件,对3组不同尺寸的碳纤维—环氧树脂圆弧形波纹梁的破坏过程、峰值载荷和能量吸收能力进行了数值模拟研究。由于MSC/DYTRAN有限元软件不能直接用于复合材料的吸能分析,分析时采用了等效的方法。比较波纹梁的计算结果与准静态轴向压溃试验的结果可见,两者较为一致。在此基础上分析了波纹梁的耐撞性,得到波纹梁在碰撞过程中的吸能数据,进一步研究了不同薄弱环节设置对波纹梁峰值载荷的影响。说明采用了等效的方法并运用该有限元软件来模拟复合材料结构的吸能能力是可行的。     

铁基刹车材料结合性工艺的研究

针对铁基刹车材料结合性工艺的研究,制定了多阶段升温、保温,多阶段加压,提高单位烧结压力,并严格控制升温速率的烧结工艺,成功的解决了该产品结合性不合格的问题。     

搅拌摩擦焊接中压紧力的变化对焊接过程的影响

使用基于固体力学的有限元方法模拟了不同压紧力作用下,搅拌摩擦焊接过程中焊接构件材料的三维流动过程。作为搅拌摩擦焊接工艺的重要参数,压紧力的变化会影响到搅拌摩擦焊接中靠近焊缝中心线材料的流动情况。在搅拌摩擦焊接工艺当中,材料的等效塑性应变可以对应于焊接构件的微结构分布情况。压紧力的变化仅仅会影响搅拌区内的等效塑性应变分布,并且在搅拌区内,压紧力的变化和等效塑性应变的变化具有准线性的关系。     

GE公司复合材料风扇叶片的发展和工艺

对GE公司复合材料风扇叶片的发展和工艺作了简要介绍与分析.     

基于MSC.Nastran的复合材料层合板优化程序设计与实现

使用PCL进行基于Patran/Nastran优化程序的二次开发存在着调试不便和通用性差的缺点。针对复合材料层合板单元特性优化问题,本文利用Delphi开发了一种基于Nastran分析功能的优化程序。通过6个关键技术对程序设计过程进行了剖析。算例表明,本文程序运行稳定、可靠。优化程序具有良好的继承性和再开发性,同时本文优化程序的设计过程可以推广到其他结构外形不变化的结构优化问题中。     

大展弦比复合材料机翼结构后屈曲分析

大展弦比复合材料机翼结构的稳定性问题突出,需对结构进行屈曲和后屈曲分析。由于后屈曲分析需要考虑几何非线性对结构的影响,计算量大、收敛难,因此在飞机结构工程应用中受到限制。文中介绍了Msc．Marc所采用的两种计算非线性屈曲方法的计算原理,并分别运用这两种方法对机翼模型进行后屈曲分析,最后将两种计算结果作比较,得到的结果对类似的分析有一定的指导意义。以某机翼为实例的计算表明,本分析方法在今后飞机结构设计中有一定的应用价值。