基于三维裂纹尖端应力场的应力强度因子计算方法

提出一种基于无限大体裂纹尖端弹性应力场理论解的前几项多项式函数,对实际裂纹体弹性应力场有限元解进行拟合来计算应力强度因子的方法.该方法在计算应力强度因子时不需要预先假设裂纹尖端的应力应变状态,应力强度因子计算结果更符合三维裂纹体裂纹尖端实际的应力应变状态.首先基于二维无限大板中心穿透裂纹应力场理论解验证了方法的有效性,探讨了拟合确定应力强度因子需要的多项式应力函数的项数.然后分别以二维大板中心穿透裂纹、三维大体内埋圆裂纹和三维有限厚板中心穿透裂纹的应力强度因子计算为例,通过与无限大板和无限大体应力强度因子理论解以及基于位移外推法和1/4节点张开位移法的应力强度因子有限元解的对比分析,验证了该方法的有效性和合理性.研究表明该方法能够合理反映三维裂纹体裂纹尖端的实际应力应变状态,计算得到的应力强度因子数值更合理.      

HTPB固体燃料冲压发动机流场仿真与燃速分析

基于守恒方程建立了固体燃料冲压发动机燃速仿真模型,采用二维轴对称模型和二方程化学反应模型开展了HTPB(端羟基聚丁二烯)固体燃料冲压发动机流场数值仿真,分析了不同空气来流条件对流场分布及燃速的影响.结果表明:火焰层在氧气和固体燃料壁面之间形成,随着来流空气流量和空气总温的增加,火焰层厚度变薄并向固体燃料壁面侧移动;随着发动机轴向位置的增加,燃速先迅速增加后缓慢增加,最后在补燃室附近快速减小,变化趋势与文献中试验结果吻合较好;固体燃料平均燃速随来流空气总温及发动内空气流率的增加而增大,并根据仿真结果拟合得到了燃速公式.      

基于CST方法的高空低雷诺数吸附式叶型耦合优化设计

研究了一种基于类别形状函数变换（CST）方法的吸附式叶型优化设计方法,该方法可以在高空低雷诺数条件下对叶型和抽吸方案耦合优化.结果表明:优化之后在20km高空低雷诺数条件下总压损失降低了65%,静压升提高了0.02,气动性能得到较大提升.而且由于优化过程中罚函数的引入使得优化后吸附式叶型在地面条件下性能也有所提高.对于高空低雷诺数条件下吸附式叶型在抽吸位置之前适当的增加叶型负荷,再通过抽吸来控制附面层,效果最优.并且最佳抽吸位置位于层流分离泡作用区域内.在层流分离泡作用区域内抽吸可以完全消除层流分离泡对叶型性能的影响,并且可以较好控制附面层位移厚度和动量厚度的增加,有效地减小附面层内的动量损失.      

热压罐温度场分析与影响因素研究

热压罐固化成型是制造复合材料的常用方法,固化期间工装表面不均匀的温度场分布会使材料产生残余应力,从而影响材料的使用性能.翼梁采用复合材料热压罐工艺成型,根据热压罐的工作原理,建立了热压罐固化过程温度场模拟的有限元模型,分析了工装表面温度场的分布特点,给出了不同位置的温度曲线.研究了不同因素对工装表面温差的影响.计算结果表明,提高罐内气流流速、增大升温速率、选用低比热容与高热导率的工装材料能够减小工装表面的温差,有利于提高复合材料的成型质量.     

数值模拟技术在热压罐工艺中的应用

随着复合材料和计算机技术的发展,数值模拟技术在复合材料工艺仿真中的应用也日益明显.总结分析了数值模拟技术在复合材料热压罐工艺中的研究进展,包括热压罐内流场仿真、固化放热控制、固化变形预测,以及热隔膜成型过程仿真的应用前景.随着大数据和复合材料自动化、智能化的发展,发展数值模拟技术是大势所趋.     

大阻尼高刚度复合材料仪表板的设计结构与工艺研究

设计了一种五层夹芯多层阻尼薄膜嵌入的复合材料仪表板结构,并采用多次热压罐固化成型工艺来制作该大阻尼高刚度复合材料仪表板.它们分别是:上、下蒙皮和中心层的制作,上、下蒙皮和中心层与泡沫塑料的粘接与紧固件的预埋,孔的修正及仪表板的包边加工.通过成形质量检验和加载试验,验证了成形工艺的可行性和合理性.     

TC4钛合金静止轴肩和传统搅拌摩擦焊的温度场对比

基于有限元软件ABAQUS对6mm厚的TC4钛合金传统及静止轴肩搅拌摩擦焊温度场进行了有限元模拟.结果表明,对比传统搅拌摩擦焊接,静止轴肩搅拌摩擦焊接具有较小的高温区,前进方向上具有较大的温度梯度,厚度方向上呈现柱状椭球形分布,上、下表面温度峰值差异较小,具有重叠性较好的热循环曲线.     

前后翼型装药结构SRM气固两相流动特性

基于可压缩流动强守恒型Navier-Stokes方程,运用颗粒轨道模型(PTM)和shear stress transfer(SST)k-ω湍流模型,采用计算单元内颗粒源法(PSIC)进行气固两相耦合计算,建立了某型前后翼型装药结构固体火箭发动机(SRM)工作初期的三维两相内流场数值计算模型.对比分析了纯气相和气固两相...     

直升机吊挂飞行中载荷摆动控制方法研究

当直升机的吊挂载荷较大时,机体和吊挂相互耦合将会影响直升机的操纵性和稳定性。飞行员对直升机的操纵会引起吊挂载荷摆动,导致直升机产生剩余振荡,飞行员处理不当极易出现飞行员诱发振荡（PIO）现象。以某直升机为研究对象,通过一些假设简化直升机吊挂模型,提出一种面向工程应用的控制方法;以显模型跟随控制方法为基础架构,结合自适应控制和输入整形技术,对控制方法进行仿真分析。结果表明：该控制方法给飞行员提供了良好的操纵性,同时能够解决吊挂飞行时存在的剩余振荡问题。     

高超声速风洞流场非均匀性对气动力试验影响研究

高超声速风洞流场品质是气动力试验主要误差的决定因素,常规高超声速风洞流场均匀性虽然满足国军标GJB4399-2002《高超声速风洞气动力试验方法》对风洞流场品质的要求,但其风洞流场严格意义上说是“非均匀”的,这种流场非均匀性会对模型气动力特性存在不同程度的影响。为此,在CARDC常规高超声速风洞中开展了某升力体模型和某通气模型“多位置试验”,验证了风洞流场的非均匀性对飞行器气动力(特别是力矩特性)试验结果有显著影响,这种影响量已远超过常规的风洞重复性试验误差,甚至大于国内现有的在AIAA-S071A-1999标准上建立的不确定度评估方法所获取的“不确定度”。