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991.
992.
边界元法计算厚板表面裂纹问题的应力强度因子 总被引:5,自引:0,他引:5
建立了一种能反映裂纹尖端应力、应变奇异性的三维等参奇性边界元,应用边界元分析方法求得了具有半椭圆形和半圆形表面裂纹厚板的应力强度因子。结果表明,采用这种计算方法得到了满意的计算效果。 相似文献
993.
994.
995.
本文借助阶梯函数 ,建立了含有任意分布的用作执行器的压电片的层合板振动方程。在此基础上 ,利用模态法 ,进行了板的振动控制研究。仿真结果表明 ,无论对自由振动还是受迫振动 ,控制效果都十分明显。 相似文献
996.
固体火箭发动机的三维仿真研究动态 总被引:1,自引:0,他引:1
固体火箭发动机的燃烧过程存在强烈的耦合和非线性现象,目前国内外对其仿真大多采用简单的一维仿真,而美国的高级火箭仿真中心(CSAR)正在开发三维的、完全耦合的固体火箭发动机仿真软件.详细介绍了它的第二代仿真软件GEN2的程序结构、算法及其测试结果,它采用任意拉格朗日/欧拉(ALE)形式的流体和固相控制方程分别求解流场和结构的变形和移动;采用显式的或隐式的时间步迭代法来实现流体/结构间的耦合;应用粘性/体积有限元(CVFE)方案模拟界面间裂纹的动态扩展.测试结果表明:GEN2具有很好的并行可量测性. 相似文献
997.
998.
飞机结构关键件设计改进后的疲劳寿命评定技术 总被引:1,自引:0,他引:1
结合某型飞机重要疲劳关键件起落架梁设计改进后的寿命评定,建立了在不进行全尺寸试验的情况下,对设计改进结构进行寿命评定的方法。即在结构改进前后关键疲劳薄弱部位细节应力分析的基础上,通过该疲劳关键部位的模拟试件在改进前后应力谱下的寿命分析和疲劳对比试验,综合评定结构改进后的寿命增加系数,参照改进前该结构的全尺寸疲劳试验结果,确定设计改进后该关键件的疲劳寿命。用上述方法完成了对某型飞机重要疲劳关键件起落架梁改进后的寿命评定,其结果也应用到了该型飞机结构的定延寿。 相似文献
999.
椭圆孔边角裂纹应力强度因子的权函数求解方法 总被引:1,自引:0,他引:1
飞机结构中一些用作检查的开口常常设计为椭圆孔,椭圆孔边三维裂纹应力强度因子的计算是该类结构损伤容限分析的关键技术。应用组合法思想构造了椭圆孔边裂纹的权函数,给出片条合成法求解含椭圆孔边三维角裂纹应力强度因子的求解方法,计算了椭圆孔边角裂纹受远方拉伸情况下的应力强度因子,研究了椭圆孔曲率半径对应力强度因子的影响,给出可供工程参考的结果和结论。 相似文献
1000.
Xu Chenghai Meng Songhe Zhang Mingfu Zuo Hongbo Wang Guigen 《中国航空学报》2007,20(5):475-480
本文利用有限元法对冷心放肩微量提拉法(SAPMAC)生长大尺寸蓝宝石单晶过程中的热应力进行了模拟计算,应用临界缺陷理论解释了裂纹的萌生与扩展机理。研究表明,晶体内的热应力主要与晶体生长速率,环境温度和结晶取向有关;较大热应力多出现在结晶界面,放肩、收尾以及直径急剧变化等位置;最大热应力总是出现在籽晶与新生晶体的界面附近。裂纹将在临界缺陷位置产生,并在应力作用下沿a或m面扩展。计算结果与实验结果基本吻合,通过晶体生长系统和生长工艺的改进,对晶体的开裂问题得到了有效的抑制。 相似文献