由裂纹嘴位移确定双悬臂梁试样应力强度因子的权函数解法

双悬臂梁(DCB)试样在材料的损伤容限性能评价,特别是应力腐蚀开裂门槛值(K_ISCC)测定中有重要应用。由于该试样几何的特殊性,一般采用与试样端部(裂纹嘴)有一定距离的特定位置裂纹面位移加载方式,然而该加载点的位移测量不但费时而且精度低,位移测量最方便和准确的位置是在DCB试样的裂纹嘴。通过对一种参考载荷条件的有限元计算,应用边缘裂纹的经典权函数解法,推导出DCB试样的权函数解析解,并与复变函数泰勒级数展开的权函数解法作了比较验证。在此基础上根据特定加载点的位移反算出相应位置均布应力加载下的应力强度因子,进而建立DCB试样在特定位置的裂纹面位移加载条件下的应力强度因子与裂纹嘴位移之间的关系式,为采用这种试样的材料损伤容限性能评价,特别是K_ISCC的高精度自动化测定奠定了基础。     

磁悬浮控制力矩陀螺热-结构耦合分析与研究

作为新型航天器姿态机动执行机构,磁悬浮控制力矩陀螺(MSCMG)长时间工作在高真空环境下且高速转子完全悬浮,散热条件差,系统温度过高,导致陀螺组件产生较大的热应力,降低了陀螺结构部件的强度。为减小温度场对陀螺结构部件强度的影响,提高陀螺结构的可靠性,采用有限元法计算出磁悬浮控制力矩陀螺工作状态下的温度场,并基于温度场分析陀螺结构部件的应力分布情况,明确温度场对陀螺结构部件力学性能产生的影响。建立了陀螺热网络模型,根据热网络模型与热网络方程分析热量传递路径及温度影响因素,并提出相应的优化措施。经优化,定子组件最高温度从66.5℃降至49℃,转子组件最高温度从91.7℃降至76.9℃。陀螺定子组件的强度安全系数由1.52提升为1.73,提高了13.8%,陀螺转子组件的强度安全系数由1.32提升为1.56,提高了18.2%。      

大型飞机A380-800在既有跑道起降的适应性研究

为了探究已建跑道能否满足大型飞机A380-800起降的要求,建立了弹性层状的刚性道面模型和A380-800的整个主起落架模型,通过数值计算,分析了A380-800对道面土基的响应深度、场道面层层底最大拉应力和面层最大竖向位移的影响,并与B747-400的计算结果进行了对比。结果表明:尽管A380-800的最大起飞重量比B747-400大41.09%,但A380-800主起落架机轮数目多、间距和轮距均较大,有利于增强应力扩散、减弱叠加效应,所以其土基响应深度与B747-400仅相差4.29%;其层底最大拉应力的平面位置因受主起落架机轮布置的影响,与B747-400的层底最大拉应力出现在不同位置,且两种机型的层底最大拉应力值仅相差1.09%;其面层最大竖向位移出现在三轴双轮中心轴所在断面,而B747-400面层最大竖向位移出现在内侧双轴双轮的后轴所在断面,且两种机型的面层最大竖向位移仅相差0.49%。因此,从力学特性角度,以B747-400为设计机型或适应B747-400正常起降的道面结构层能够适应A380-800的正常起降。      

高速频繁起停球轴承设计与试验

为解决涡轮起动机用轴承在高速、频繁起停工况下易失效的问题,结合轴承设计准则,进行涡轮起动机用轴承结构参数设计和材料选取。基于轴承动力学理论,建立了动力学模型并进行了仿真分析,研究高速、频繁起停工况下的轴承动力学行为。在自主研发的试验机上进行轴承试验,试验过程中监测轴承温升及振动加速度值,轴承频繁起停、最高转速达12 000 r/min时,试验轴承温度低于130 ℃,振动加速度低于3.0g,试验后轴承无异常,验证了轴承设计和材料选取合理。通过优化设计和试验验证结果表明:轴承转速可达12 000 r/min,起动时间仅需60 s,停止时间仅需40 s,轴承能够完成连续频繁起停3 000次以上。      

变厚度涡轮盘上能量与应力分布的关联分析

提出一种分段解析法,推导给定变厚度涡轮盘内外缘加热能量下涡轮盘的温度分布与应力分布,从而建立起以能量转移系数表示的涡轮盘能量分布与温度分布及应力分布之间的直接关联.该关联应用于某型航空发动机低压涡轮盘,并通过与数值模拟对比,结果显示:温度与应力的理论分析结果与数值模拟结果吻合较好,最大相对偏差分别为2%与13%;等边界热流量条件下,随着能量转移系数的增大,涡轮盘内缘温度增大,外缘温度减小,涡轮盘等效应力水平降低,最大等效应力减小.分段解析法获得的能量分布与应力分布关联的准确性与可行性得到了验证.      

基于能量模型的三维穿透裂纹扩展研究

利用能量释放率与应力强度因子的关系,给出了裂纹尖端的有效能量释放率;裂纹稳定扩展时有效能量释放率恰好等于裂纹扩展阻力,利用裂纹尖端前沿各点的有效能量释放率相等关系,提出了一种基于能量模型的三维穿透裂纹扩展形貌计算方法,可以计算不同厚度试样的三维穿透裂纹扩展形貌,并通过不同厚度单侧裂纹板的有限元仿真计算和试验进行了验证.仿真与试验结果表明:利用基于能量模型的三维穿透裂纹扩展形貌计算方法可以确定三维结构的裂纹扩展形貌;随着单侧裂纹板厚度的增加,裂纹尖端“隧道效应”消失,裂纹扩展形貌转变为“马鞍”形;试样自由面处的裂纹扩展速率要小于中面处的裂纹扩展速率.      

平板圆孔气膜冷却的热弹耦合分析

分析了带圆孔的平板这一基本的冷却结构的热弹耦合特性,研究了定常状态下影响热应力的因素.采用了多场耦合的计算方法预测并分析了平板圆孔气膜冷却的热应力分布,系统地分析了入射角、复合角和吹风比对热应力的影响.结果表明:平板内整体热应力远小于气膜孔周边的热应力,热应力主要集中在气膜孔前缘线和尾缘线附近,而气膜孔两侧的热应力仍保持较低的水平;施加于气膜孔的内力垂直于气膜孔的轴线.吹风比越大,气膜孔附近的温度梯度就越大,从而气膜孔的前缘线和尾缘线的热应力更加集中.入射角越小,气膜孔周边的热应力越大,而且热应力会更加集中在气膜孔出口的前缘点和入口的尾缘点上.复合角的存在有助于弱化热应力集中.      

强迫振动下超声速混合层的掺混特性

利用实验研究与数值仿真相结合的方法,对强迫振动下对流马赫数为0.22的超声速混合层的掺混特性进行了分析,采用动量混合、雷诺应力以及标量混合指标对超声速混合层的掺混效率进行评估.研究结果表明:强迫振动对超声速混合层的掺混特性有重要影响.与无振动下相比,强迫振动使混合层的失稳位置提前,卷起的展向涡尺度变大,加快上下两层流动的混合.同时,强迫振动下,动量混合和标量混合更加充分.振动频率为4500Hz时,雷诺应力峰值提高约48%,薄平板后缘下游160mm处,动量厚度增长120%.      

热载荷蜂窝夹层板作用下固有频率预测与分析

针对热载荷作用下蜂窝夹层板固有频率变化的问题,分析了蜂窝夹层板在热载荷作用下的应力分布及固有频率,并根据应力分布预测了夹层板的固有频率变化,与仿真得到的频率变化一致。仿真结果表明:碳纤维蒙皮蜂窝夹层板在热载荷作用下的固有频率基本不变,且约束形式对频率变化的影响很小;铝合金蒙皮蜂窝夹层板在热载荷作用下时,约束形式对频率变化影响很大,当约束较少时频率基本保持不变,当约束较多时将引起结构固有频率大幅下降。     

Evolution of wall flow structure and measurement of shear stress issuing from supersonic jet with extended shelf

This paper reports an experimental study on the supersonic jet surface flow structure visualization and shear stress field measurement issuing from a rectangular nozzle with extended shelf. The evolution of the near-field surface flow structures with an increased Nozzle Pressure Ratio (NPR) is successfully captured by the surface oil flow, infrared detection technology, and the Shear-Sensitive Liquid Crystal Coating (SSLCC) technique. Results reveal that under smaller NPR, the wall flow structure is similar to that of a jet without the extended shelf i.e., clean jets, and this is caused by insufficient effect on the boundary layer. However, at higher amplitudes of NPR, there exists a significant effect of the boundary layer, as a near triangular separation forms on the trailing edge of the Mach stem due to the adverse pressure gradient, which is visualized for the very first time in this paper. Furthermore, the vector field of shear stress is measured quantitatively by SSLCC technique. Results shows that the magnitude of shear stress heightened with NPR increasing, and the directions of shear stress changes across the shock wave and expansion fans. In addition, surface streamlines measured by SSLCC is significantly consistent with the streamlines visualized using the oil flow technique.