摆动喷管结构分析的半解析法

针对摆动喷管结构轴对称的特点，采用半解析法，选用精度较高的八结点等参数环元，对缠绕复合材料旋转体在非轴对称载荷作用下建立了有限元方程，在微机上采用ＦＯＲＴＲＡＮ语言编写了计算程序。通过算例，验证了此种方法的正确性和可行性，应用本文所提供的计算方法和程序，对某型固体火箭发动机缠绕复合材料摆动喷管进行了静力分析，从而给出了喷管静力分析的一种工程计算方法。     

Ni基单晶叶片粘塑性分析

从位错滑移机理出发，建立了一种适用于Ｎｉ基高温单晶结构分析用的晶体滑移粘塑性本构模型。该模型将八面体、十二面体及六面体滑移系作为潜在的开动滑移系，考虑阻应力和背应力两种内应力状态参量。利用某Ｎｉ基单晶叶片材料在７００℃和９５０℃的试验结果对模型进行了考核并标定了模型参数。进而将所建模型编入有限元结构分析软件中，对某型发动机单晶叶片进行了计算分析。     

复合固体推进剂细观结构建模及脱黏过程数值模拟

为研究复合固体推进剂损伤演化规律,基于分子动力学颗粒填充算法构建了HTPB(hydroxyl terminated polybutadiene)推进剂细观结构模型,通过在AP(ammonium perchlorate)颗粒/HTPB基体界面处引入黏接接触替代传统的黏接单元,并基于Hooke Jeeves的参数优化算法反演得到颗粒/基体界面处内聚力模型参数,利用双线性和自定义指数型损伤内聚力模型模拟了AP颗粒和HTPB基体黏接界面处损伤的萌生、发展、聚合直至宏观裂纹破坏的过程。通过数值仿真与实验结果对比发现,指数型损伤内聚力模型比双线性模型能更准确描述推进剂单轴拉伸过程中颗粒与HTPB基体界面间脱黏过程。最后对比了多阶段加载实验结果与仿真结果曲线,发现两者变化趋势基本一致,最大偏差仅为10%,验证了所建细观模型的可靠性及反演所得界面参数的准确性。      

基于CFD和CSM耦合的通用静气弹分析方法

提出了一种适用于有限元精细化建模的流固耦合插值点选择方法,通过RBF(径向基函数)方法实现流固耦合面的数据交换,实现了基于CFD/CSM(computational fluid dynamics/computational structural mechanics)耦合的通用非线性静气弹分析方法。以HIRENASD(high Reynolds number aero-structural dynamics)风洞试验模型为验证对象,数值结果很好地与风洞试验结构变形、气动压力分布吻合,验证了所发展非线性CFD/CSM耦合静气弹求解器的精度。详细研究了HIRENASD模型在大迎角(AOA)流动下的静气动弹性特性,以及该模型弹性变形对机翼气动特性影响规律。研究表明:HIRENASD弹性模型变形后其升力小于刚性模型;在小迎角范围内刚性、弹性模型升力差随迎角增大呈线性增长;当迎角大于4°后,升力差先减小后基本保持不变,呈非线性关系。      

单颗磨粒磨削仿真研究进展

概述了传统磨削仿真的基本方法及发展过程,总结了磨粒模型和工件模型的研究现状,具体分析了有限元法、光滑流体粒子动力学法、分子动力学法以及综合仿真方法等应用于单颗磨粒磨削材料的去除机理、成屑机理、工件表面质量以及磨粒磨损等仿真中的研究现状,最后阐述了各类仿真方法的局限性,并提出了单颗磨粒磨削仿真进一步的发展前景。     

矢通量分裂隐式有限体积法解超音速喷流强干扰流场

发展了用于轴对称流场,任意非正交曲线网格下的矢通量分裂隐式有限体积法;统一了二维和轴对称流场计算的表达式。该方法对粘性通量项进行了分解和归类,考虑了包括交叉导数项在内的所有项对隐式增量的贡献。对带中心喷流的流动计算表明该方法收敛速度和计算精度均优于ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ显式格式。横向喷流强干扰流场的计算初步揭示了姿控发动机喷流产生间接推力的机理,由此,设计中可降低对主发动机额定推力的要求     

非结构网格下Euler方程的高分辨率高精度解

提出了一种非结构网格下求解Ｅｕｌｅｒ方程的高分辨率高精度迎风格式。以Ｒｏｅ的矢通量差分分裂为基础,吸收了ＮＮＤ格式的优点,使其具有捕捉激波和滑移线的良好性能;在时间方向上采用Ｊａｍｅｓｏｎ的Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔａ积分,并结合局部最大时间步长和残差光滑技术加速收敛。最后成功地完成了二维平板激波反射、跨音速Ｌａｖａｌ喷管内的流动和ＧＡＭＭ超音速前台阶绕流等算例,显示了该方法的有效性     

STOCHASTIC BOUNDARY ELEMENT METHODS FOR 3－D PROBLEMS WITH CENTRIFUGAL FORCES AND RELIABILITY ANALYSIS

ＳＴＯＣＨＡＳＴＩＣＢＯＵＮＤＡＲＹＥＬＥＭＥＮＴＭＥＴＨＯＤＳＦＯＲ３－ＤＰＲＯＢＬＥＭＳＷＩＴＨＣＥＮＴＲＩＦＵＧＡＬＦＯＲＣＥＳＡＮＤＲＥＬＩＡＢＩＬＩＴＹＡＮＡＬＹＳＩＳ￥ＷｅｎＷｅｉｄｏｎｇ；ＳｕｎＸｉａｏｌｉｎｇ（ＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅ...     

某型航空发动机后支承动刚度的有限元计算

支承动刚度是影响发动机振动特性的主要因素之一,但目前航空发动机支承结构的刚度系数一般只能靠经验给出一个范围,这严重影响到转子动力特性计算结果的准确性。根据某型航空发动机的实际结构,建立发动机后支撑结构的动力学模型,应用有限元软件MSC.Nastran进行频率响应计算,再由所得位移曲线求出相应的动刚度曲线。本文所采用的计算方法和得到的结果对发动机转子动力特性的研究具有一定的参考价值。     

发动机高压两级涡轮盘联合低循环疲劳寿命试验

以某型发动机高压两级涡轮盘为研究对象,通过有限元计算得到试验载荷系数,组装和调试了全尺寸联合试验件,完成了低循环疲劳试验,得到了以传动臂销钉孔为定寿部位的两级涡轮盘低循环疲劳寿命。两级涡轮盘联合低循环疲劳试验在国内尚属首次,相对于单盘低循环疲劳试验,更加符合发动机实际工作状态,将传动臂销钉孔作为两级涡轮盘的定寿部位更为合理。该联合试验为外场涡轮盘重新定寿提供了依据。