高超声速飞行器多层次结构强度分析方法

针对高超声速飞行器结构应力损伤问题,采用有限元子模型法对高超声速飞行器结构强度进行分析研究。有限元分析依据模型复杂情况分为3个层次进行:第1层次采用较为稀疏的网格,获得二级子模型边界上各点的位移和力分布;第2层次将二级子模型网格划分细密,并用Fastener单元模拟群钉连接结构,获得较为准确的应力计算结果及钉载分配;第3层次选取钉载最大的部位建立三级子模型,引入渐进损伤子程序对危险部位进行损伤分析。文中采用ABAQUS子模型法,结合Fastener单元及UMAT(User-defined Material Mechanical Behavior)对高超声速飞行器结构强度由整体到局部进行了有限元分析,解决了常规有限元分析法网格多、计算困难等难题。     

机翼壁板连接形式研究

研究了机翼壁板连接形式,并将对接连接结构与搭接结构进行了对比,由对比结果可知,对接连接结构在增加较小重量的情况下,壁板应力和钉传载荷较搭接结构都有明显下降,更能满足机翼壁板疲劳寿命要求。     

金属和复合材料紧固件连接柔度解析计算研究

针对现代大型客机结构典型的紧固件连接形式,利用解析算法计算金属与复合材料单钉单剪搭接和单钉双剪搭接连接件的载荷-变形特性(P—δ曲线)和单钉连接柔度,并与试验结果对比,验证解析算法的可行性,作为多钉连接件钉载分配、细节应力分析和飞机结构强度计算的基础。     

结构刚度对翼根螺栓组载荷分布的影响

 由于静不定结构中载荷按刚度分配,对于机翼翼根采用螺栓组连接的结构,其连接螺栓承受的载荷会随结构刚度变化。为考察螺栓载荷随结构刚度的分布特点,结合某新型地效飞行器的机翼结构分析工作,在PATRAN/NASTRAN环境下对该机在翼根附近的主要结构进行了有限元建模。主要研究了因机翼剖面形状导致翼根各处刚度不一致而对螺栓载荷分配造成的影响。另外,考虑到中央翼的桁条对提高其支持刚度也会起到一定作用,因此,比较了中央翼带桁条与不带桁条两种情况下螺栓的受力特性。通过局部模型的有限元分析,总结出一些螺栓载荷的变化规律。得出的结论对于类似的地效飞行器或轻型飞机翼根连接设计具有一定参考价值。     

复合材料机械连接钉载分配有限元模拟方法研究

以一列三钉复合材料连接为例,采用节点绑定法、梁元法、弹簧元法以及基于独立网格技术的Fasteners单元法模拟螺栓;壳元和三维实体单元模拟复合材料板,建立了复合材料机械连接有限元模型,计算了不同模型下的钉传载荷和钉载分配比例,并分析了不同简化模型的计算精度。研究结果表明,基于Bushing属性的Fasteners单元法是计算复合材料机械连接钉载分配的有效方法。     

大展弦比机翼的静气动弹性分析

大型飞机普遍采用的大展弦比机翼,其气动弹性问题显得尤为突出。通过求解基于三维结构网格的Euler/边界层耦合方程组,采用结构模态分析法,对HIRENASD机翼的静气动弹性进行了数值模拟。计算得到了机翼静弹变形前和变形后的压力分布以及不同攻角下翼尖变形值。计算结果和实验值对比分析,验证了Euler/边界层耦合方程组求解器对静气动弹性数值模拟的准确性,表明所发展的数值模拟方法可以用于大展弦比机翼静气动特性的分析研究。     

复合材料机翼下壁板对接区设计与分析

机翼对接设计是飞机结构设计的一个重要环节,其设计的好坏关系到飞机的飞行性能和使用安全性能。基于国外先进民用客机外翼与中央翼的对接结构形式,设计了两种复合材料机翼下壁板的对接形式,并对其连接强度和失效模式进行了研究。利用商业有限元软件ABAQUS结合内聚力单元模型,模拟壁板蒙皮/缘条界面的失效,并获得不同对接形式构件的脱胶起始位置;通过引入Hashin失效准则的有限元模型研究拉伸载荷下对接构件的承载能力,并校核了螺栓强度;最后,比较分析了两种构件的最终失效模式,为复合材料关键连接区的细节设计提供一种有效的方法。     

基于Ansys Fluent的近场翼尖涡数值模拟与分析

为了进一步研究飞机远场尾涡,提供网格分配及湍流模型的参考,并为整机模拟提供必要的参考依据,通过基于Ansys Fluent的数值模拟方法,研究了NACA0012机翼的近场翼尖涡流场,采用有限体积法求解不可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程,其中雷诺应力项分别以S-A和Realizable k-ε模型封闭,模拟了近场翼尖涡卷起的过程,分析了机翼表面压力以及涡核参数,包括轴向涡量、涡核位置、涡核粘性等,并与风洞实验结果进行了对比。结果分析表明:基于局部O-网的六面体网格,RKE模型要优于S-A模型,与实验值更为吻合。     

机身与起落架连接接头疲劳强度分析方法研究

为了对机身与起落架连接接头进行疲劳强度分析,在建立其细节有限元模型时,采用在接头筋条边缘和开口边缘引入"虚元",进行多工况细节应力分析的方法,提取"虚元"应力,进行组谱分析及雨流计数处理,进而确定接头不同部位地-空-地最大应力及其对应的载荷状态,给出一种接头危险载荷状态以及危险部位应力谱的确定方法;在此基础上,使用DFR法进行疲劳分析;采用Nasgro方程对疲劳最薄弱部位进行损伤容限分析,给出检查间隔。文中针对主接头结构形成的一套分析流程可以推广到其他复杂接头疲劳强度评估中。     

基于细节有限元的机身窗周开口区疲劳强度分析

建立窗周开口区局部细节有限元模型,将其嵌入全机总体有限元模型,使用Nastran进行细节应力分析,给出一种钉孔区名义应力确定方法,获得疲劳分析所需的参考应力、钉载;将全机总体有限元模型中窗框单元应力谱,与局部细化后窗周开口区域疲劳薄弱部位应力分析结果相结合,来确定各疲劳薄弱部位所需应力谱;在此基础上,使用细节疲劳额定值法进行裂纹萌生寿命分析,确定疲劳最薄弱部位;采用Nasgro方程对疲劳最薄弱部位进行裂纹扩展寿命分析。文中基于细节有限元模型确定分析部位应力谱的方法及形成的一套分析流程可以推广到其他开口类结构疲劳强度评估中。     

非结构化网格生成中背景网格对源的响应

背景网格对源的响应方法对非结构网格的生成具有重要意义,如果背景网格参数能恰当地反映出源的变化,则所生成的非结构网格就能满足网格设计的要求。将背景网格的三角形单元分为7个子域,根据源在单元中的位置对网格进行局部加密或变形,使每一个源点都与一个背景网格结点相对应,再通过求解热传导方程,使背景网格参数分布光滑,基本反映网格设计的要求,从而提高了非结构化网格的生成质量。     

飞机结构有限元分析中分布载荷的离散化处理算法

飞机结构设计中,需要对两类分布载荷数据进行处理:一类是已经由上游专业做过离散化处理,以网格形式提供的数据,例如翼面、舱门等的气动载荷,机体结构、燃油、设备、商载等的惯性载荷;另一类是以均布或线性分布等较为简单分布形式作用的载荷,例如增压舱、燃油箱等结构的压差载荷。针对飞机结构设计中需要进行离散化处理的两种不同类型载荷数据,分别对三类典型单元(三角形、矩形和四边形)的等效结点载荷移置处理算法进行研究,根据能量等效原则,利用薄板弯曲单元的理论,提出分布载荷离散化处理的算法,并对实际应用中舍弃结点载荷力矩分量处理方法的合理性进行说明,并通过算例验证,证明所提出的算法可在实际工程中推广应用。     

具有元外节点的相容元素

使用有限元素法做应力分析时,经常需要在不同的部位采用疏密程度不同的网格。在应用所谓“选择加密网格”进行最佳网格分析时尤其如此。这时,在粗细网格区域的分界处出现了位移不协调。本文建议一种利用元外节点的内插方案,从而得到完全相容的元素。文中叙述了这类元素形状函数的构造方法,适用性和优缺点。     

材料非线性在折叠舵有限元计算中的运用

介绍了运用有限元方法对折叠舵进行了基于材料非线性的弹塑性分析。由于舵面上受到的载荷较大,超过材料的屈服强度,使接触区域材料进入塑性状态。如果进入塑性状态的范围过大,则结构将受到破坏,如果不采用弹塑性方法计算,而采用弹性方法计算,则舵的应力会更大,使舵面尖弦后缘点挠度变小,与试验值相比误差较大,不能忽略其材料非线性对变形计算的影响,本文考虑材料非线性的影响变形计算结果与实验结果吻合较好,因此,舵面变形最好使用弹塑性方法计算。     

高压涡轮封严冷气对主流气动性能的影响

为研究涡轮轮毂封严结构的加入对高压涡轮主流流动的影响,运用数值模拟方法,对无封严冷气喷入的原型和四种封严结构下一级涡轮动静叶的主流流动特性进行细致研究。为保证数值计算的准确性,进行了网格无关性分析和数值方法可靠性验证。研究结果表明:封严结构的加入会降低涡轮动叶效率和级功率,封严冷气射入主流后,冲击主流边界层内的流体,使得局部区域流动发生改变。主流在封严出口处发生流动分离,增大了静叶能量损失,同时影响静叶和动叶流道中通道涡的发展,造成动叶端区流动结构的变化并引起掺混损失。覆叠封严具有的弯曲的封严内部结构,对主流气动性能影响较弱。      

复杂型面固体装药结构的快速建模技术

高质量的有限元网格是保证计算精度的前提和基础。固体装药结构型面极其复杂,这给有限元的离散带来了很大的困难,为此需要开展快速建模技术研究。快速建模思想是针对固体装药结构具有循环对称的特点,基于CAE软件,对于其中子结构将其分割成具有单一几何拓扑型式的组合体,方便地实现拉伸、映射或者扫掠操作,获得精度较高的结构化网格。针对某一典型星形内孔固体装药结构,详细阐述了快速建模的核心技术,数值模拟了固化降温过程中固体装药结构的应力应变场特征。快速建模技术对于其他类似的固体装药结构有限元离散具有很好的借鉴和参考价值。     

燃气轮机燃烧室中贴体网格的生成与应用

运用贴体坐标系统分别对燃气轮机燃烧室的冷态和热态流场进行了数值模拟。燃烧室的曲线壁面边界用Ｔｈｏｍｐｓｏｎ的非正交贴体坐标网格处理，并把ＳＩＭＰＬＥ算法应用到曲线坐标系下求解各守恒方程。采用双方程ｋ－ε模型来描述紊流特性；采用按简单的单步化学反应假设的Ａｒｒｈｅｎｉｕｓ－ＥＢＵ模型表述紊流燃烧；采用热通量法辐射模型来估算辐射通量和壁面温度。另外，还研究了冷态时不同旋流数和紊流强度对气流结构的影响。     

A compressing and saving method for structured grid data based on block construction

The increasing grid data in CFD simulation has brought some new difficulties and challenges, such as high storage cost, low transmission efficiency. In order to overcome these problems,a novel method for compressing and saving the structured grid are proposed. In the present method,the geometric coordinates of the six logical domains of one grid block is saved instead of all grid vertex coordinates to reduce the size of the structured grid file when the grid is compressed. And all grid vertex co...     

基于自适应混合网格的脱体涡模拟

基于混合网格和CGNS（CFD General Notation System）数据结构,建立了一种各向同性加密/稀疏的网格自适应方法。在悬空点的后处理中,让含有悬空点的单元转化为任意多面体,从而简化了自适应单元剖分模版,同时自适应网格单元之间可完全相容,自适应生成的网格能够直接用于可处理任意多面体的流场求解器。将该自适应方法与脱体涡模拟（DES）算法相结合,开展了65°后掠三角翼大迎角流动的数值模拟应用,并与初始网格的模拟结果进行了详细比较。对比表明：采用网格自适应方法适当增加局部网格量,能够以较小的成本迅速提高三角翼背风区的空间分辨率,增强数值模拟对小尺度涡系结构的解析能力,从而弥补了基于混合网格的脱体涡模拟中常用二阶格式计算的空间分辨率相对偏低、不利于湍流多尺度结构精细模拟的不足。     

分层嵌套重叠网格自适应树结构动态组装方法

采用重叠网格可以有效地进行复杂流动的大规模数值模拟,特别是包含运动部件(如旋翼、投弹)的动态模拟。本文将树结构的自适应直角网格用于重叠网格组装过程中的切割和贡献单元的搜索,大大加快重叠网格的组装速度。通过二叉树自适应直角网格对物体外形进行离散,实现切割过程的快速定位;采用八叉树自适应直角网格对流场区域进行离散,高效地搜索贡献单元。使用基于壁面距离准则的重叠区域最小化方法和分层嵌套重叠策略,能提高重叠网格组装的效率和质量。对于具有运动部件的动态重叠网格问题,采用多个二/八叉树减少组装过程中信息更新的冗余计算,从而大幅度减少重叠网格组装的时间消耗。实际算例的重叠网格组装结果说明本文发展的重叠网格组装方法具有很高的计算效率,可以满足运动边界复杂流动问题的动态计算要求。