基于原子内聚力与表面能等效的内聚裂纹模型

 从非局部连续介质理论出发,采用一种新的理性力学方法对裂纹前缘内聚应力分布规律进行研究。首先,在内聚裂纹表面引入非局部应力边界条件,从而将内聚区内表面诱发张力(非局部表面残余)与内聚应力等价联系起来;然后,利用能量平衡关系,得到仅与表面能密度相关的I型裂纹内聚力新的本构方程。最后,在推导结果的基础上,计算一个具体的脆性断裂算例研究内聚区内表面能与内聚应力随裂纹张开位移(COD)变化的分布规律。由计算结果发现,裂纹尖端应力奇异性消除,且应力最大值不一定出现在裂纹尖端,而是发生在裂纹尖端周围的内聚区内。     

基于准静态拉伸试验的临界CTOA测量

为了寻求更为简单、准确的临界裂纹尖端张开角（CTOA_c）测量方法以推广CTOA准则的应用,本文对材料CTOA_c的测量方法进行了研究。根据CTOA的性质及G?teborgs Kungliga Segel S?llskap（GKSS）提出的CTOA_c估算方法导出了两种不同裂纹尖端张开位移（CTOD）定义之间的关系,并进一步得到一种基于准静态拉伸试验的CTOA_c测量方法,该方法与GKSS提出的估算方法相等效但更加简单。为了验证准静态拉伸试验法的准确性,对7B04 M（T）试样进行了静态拉伸试验,并使用上述两种方法估算7B04的CTOA_c,结果表明两种方法估算出的CTOA_c仅相差1%。同时分别采用平面应变核模型、平面应力模型对试样进行了弹塑性有限元模拟,模拟结果与试验结果相吻合。      

Aeroelastic prediction and analysis for a transonic fan rotor with the “hot” blade shape

This paper focuses on aeroelastic prediction and analysis for a transonic fan rotor with only its “hot” (running) blade shape available, which is often the case in practical engineering such as in the design stage. Based on an in-house and well-validated CFD solver and a hybrid structural finite element modeling/modal approach, three main aspects are considered with special emphasis on dealing with the “hot” blade shape. First, static aeroelastic analysis is presented for shape transformation between “cold” (manufacturing) and “hot” blades, and influence of the dynamic variation of “hot” shape on evaluated aerodynamic performance is investigated. Second, implementation of the energy method for flutter prediction is given and both a regularly used fixed “hot” shape and a variable “hot” shape are considered. Through comparison, influence of the dynamic variation of “hot” shape on evaluated aeroelastic stability is also investigated. Third, another common way to predict flutter, time-domain method, is used for the same concerned case, from which the predicted flutter characteristics are compared with those from the energy method. A well-publicized axial-flow transonic fan rotor, Rotor 67, is selected as a typical example, and the corresponding numerical results and discussions are presented in detail.     

大口径蝶阀数学建模与流场特性分析

为了获得大口径蝶阀的输入输出特性模型,开展了蝶阀运动特性实验和数值模拟仿真研究。在给定工况下,计算蝶阀在不同开度下的速度、压力、力矩和压降,获取了蝶阀内部流场特性;同时,根据流速分布、压力分布、湍流动能和湍流强度等表征蝶阀流动特性的参数,通过拟合建立了蝶阀特性数学模型,并与实验数据进行了 对比分析。结果表明:不同开度时,蝶阀呈现不同的流场特性,当开度大于等于5365%时,蝶阀流体在入口和出口处的流速较饱满,流通性能相对较好,流态平稳。经实验数据修正后的蝶阀数学模型置信度高,利用它进行蝶阀运动特性数值模拟分析是可行性的。     

腿式月球着陆器静态稳定性研究

采用稳定裕度作为描述静态稳定性的物理量,推导了腿式月球着陆器各主要部分的几何参数及相对位置关系参数与着陆器静态稳定性之间关系表达式;分析了各主要参量的变化对稳定性的影响;并着重比较了三腿式与四腿式构型对稳定性的影响。分析表明在同等条件下四腿式结构较三腿式结构更稳定,可为腿式月球着陆器的设计和优化提供一定的理论依据。     

无限大板孔边双裂纹应力强度因子和裂纹面张开位移

针对航空结构中常见的孔边裂纹问题,利用Muskhelishvili复变函数法和有限截项法计算了无限大板内圆孔边任意长度双裂纹在任意角度远场均布拉伸应力情况下的复合型应力强度因子和裂纹面张开位移,并与相关文献的计算结果进行了对比。通过对应力强度因子计算数值的拟合,得到了无限大板内圆孔边任意长度共线双裂纹在远场应力作用下的应力强度因子拟合方程。结果表明,应用复变函数法和有限截项法计算应力强度因子和裂纹面张开位移,不仅适用于无限大板内孔边裂纹对称的情况,孔边裂纹不对称时同样适用,在工程断裂问题中有较好的应用价值。     

层板内部压力分布及流阻特性实验

在冲击雷诺数为1×104~6×104条件下,针对不同气膜孔开孔率两种层板模型,实验研究了靶面、冲击面、扰流柱面压力系数分布以及冲击射流、绕流、溢流的局部损失和整体损失系数.结果表明:靶面由于滞止区加速流动向着壁面射流区减速流动过渡,压力系数出现二次峰值.两股冲击射流在靶面相汇形成低压力系数区,相汇后翻卷回冲击面形成低压力系数区.距离冲击孔较远的两排扰流柱表面压力系数分布受雷诺数影响较大.雷诺数Re≤3×104时,压力分布表现为横掠单管的绕流特征.雷诺数Re≥4×104时,压力分布表现为翻卷绕流特征.溢流损失系数最大,绕流损失系数次之,冲击射流损失系数最小.开孔率减小一半,冲击射流损失和绕流损失变化较小,气膜孔溢流损失升高至少4倍.      

气体静压止推轴承静动态性能及振动抑制

为探讨抑制气体轴承自激振动的新手段,研究了圆盘形单个小孔节流的气体静压止推轴承振动问题。通过两平行圆盘间的气体流动方程,推导建立了气体轴承静动态特性分析模型。通过数值分析的方法,研究并总结了供气压力和气膜厚度对气体轴承静态承载力、静态气体质量流量、静动态刚度以及动态阻尼的影响,计算得到了一系列气体轴承静动态特性变化曲线。然后针对系统出现负阻尼情况,通过引入非线性能量阱(NES)来抑制自激振动的问题。研究结果表明,提高供气压力可以有效地提高气体轴承的静态性能;气体轴承的自激振动主要源于气膜挤压的负阻尼特性;同时,当NES的阻尼超过临界阻尼时,可以使系统的振动得到有效的抑制。     

无限板孔边裂纹问题的高精度解析权函数解

用Wu-Carlsson解析权函数法（WFM）求得了无限板孔边径向单裂纹和对称双裂纹的高精度解析权函数（WF）。分别用Shivakumar-Forman和Newman的解及基于复变函数泰勒级数展开的数值权函数WCTSE法结果,通过对相应格林函数（GF）的逐点比较验证了本文解析权函数的精度。该权函数不但精度高,而且作为裂纹长度的连续函数,能够高效准确地求解任意长度（a/R≤2）裂纹在任意复杂载荷作用下的断裂力学关键参量;且孔边单/双裂纹问题的权函数的形式和推导方法完全相同。作为示例,用该解析权函数计算了孔边裂纹在裂纹嘴楔形载荷、裂纹面幂函数,以及圆孔冷挤压残余应力等多种载荷形式下的应力强度因子。     

双脉冲发动机中金属膜片动态与静态打开对比分析

为了研究双脉冲发动机中金属膜片的打开特性,分别选取Ductile damage模型和Brittle cracking模型来模拟膜片静态和动态打开过程。数值计算发现膜片分别在3.46MPa静态内压载荷和1.95MPa动态内压载荷作用下打开。为了验证计算结果的有效性,进行了膜片的冷流静态打开和热流动态打开试验,膜片分别在平均3.75MPa静态载荷和平均2.2MPa动态载荷作用下打开,数值计算结果与试验结果一致,说明了数值计算方法的有效性。计算结果和试验结果表明,膜片的静态打开压强明显高于动态打开压强,分析认为是由于膜片的塑性变形、材料本身特性及预制缺陷处的应力松弛引起的。根据隔舱的冷流及热流单项试验可以发现,膜片的打开形式与预期一致,满足双脉冲发动机的使用要求。