复合材料机翼刚心轴线影响因素分析

采用有限元分析方法,确定复合材料机翼中刚心轴线的位置。建立一系列的复合材料机翼有限元模型,对影响刚心轴线位置的因素进行具体分析。结果表明,质量分布、展弦比和后掠角的变化对机翼刚心轴线位置有较大的影响,前后梁的位置、铺层形式、铺层比例和铺层顺序的变化对机翼刚心轴线位置的影响相对较小。本研究为复合材料机翼的设计提供一定的参考。     

复合材料螺栓连接结构参数化建模与并行计算

使用MSC.Marc对复合材料螺栓连接结构进行三维接触有限元分析,使用MSC.Patran的二次开发语言PCL开发了螺栓结构的界面化分析插件,实现了建模的参数化、自动化;提出了考虑接触的对螺钉连接结构进行求解域分解的新方法,大大提高了并行计算效率,减少分析时间。计算结果与之前研究吻合较好。参数化建模和并行计算的结合,为大规模连接结构的三维接触有限元分析乃至优化设计提供了可行的方法。     

基于SPH方法鸟撞航空发动机进气风扇的数值分析

目前鸟撞问题的数值分析方法主要以拉格朗日方法和欧拉方法为主。拉格朗日方法在计算时会遇到网格畸变和缠绕等问题,使计算无法进行。欧拉方法在确定模型的自由表面、变形边界和运动交界面时精确性较差。针对以上不足,本文创新性地应用一种无网格的SPH方法模拟鸟撞航空发动机进气风扇,旨在改善传统方法中网格畸形和精度不足的问题,并通过模拟数据和实验数据的对比,验证SPH方法对鸟撞问题分析的准确性。     

疲劳裂纹扩展参数研究

在大量拉－压超载实验的基础上导出考虑拉－压超载中压缩载荷影响的参数———超载截止比γＳＲ的计算式,并提出简单超载截止比γＳＯ的实验测定方法。将参数γＳＲ用于裂纹扩展寿命预测模型,获得良好的效果。     

疲劳小裂纹的断裂力学参数及试验方法的研究进展

介绍了小裂纹试验的通用试样和表征小裂纹特性的断裂力学参数。评述了最新发展的ＳＥＮＴ试样的表面裂纹和角裂纹的应力强度因子方程。描述了小裂纹数据的表达准则和实验技术     

用准静态“移动奇异元法”模拟 DCB模型的动态裂纹扩展

 近10年来,随着对动态断裂问题的深入研究,出现了众多针对动态裂纹扩展的计算模型,但它们都存在着一定的缺陷。对动态裂纹扩展问题,计算模型的成败取决于解决该问题的变分方程、扩展的模拟方法以及对动态裂纹附近的应力、应变场的表达是否合理。但文献所用的常规元、文献对裂纹扩展使用的“逐步节点力释放”法和文献采用的变分方程“energy consistent variational statement”都存在着某些不合理因素,因此计算结果不很理想。另外,由于模拟裂纹扩展的计算量非常之大,如何在保证精度的前提下节省计算时间也是需要进一步解决的问题。本文力求通过采用新的变分方程、新的奇异元、利用文献的扩展模拟方式克服以上存在的种种不足。     

球对称热应力问题的有限元误差分析

本文设计了一个求解球对称热应力的模型问题。从结点位移的解析解出发,利用有限元的位移线性插值函数,按照结点平均、单元平均或在单元重心取值等方法,计算应力和应变,然后与对应的解析解比较。结果表明,除按结点平均取值法算得的周向应变在理论上无误差外,其余量在内点具有二阶精度,在边界上为一阶精度;并表明了它们与温度梯度指数n的关系,应变的相对误差正比于n~2/31,应力的相对误差正比于n~3/31。因此,即使结点位移无误差,此时仍应以n~3Δr~2/31的误差阶作为单元划分的参考准则。     

在匀速扩展剪切载荷作用下1/4空间的动力响应问题

 本文采用自相似方法第一次以封闭形式给出了在匀速扩展剪切载荷作用下1/4空间的动力响应,探讨了冲击波产生和发展的条件,以及在超高速冲击下材料破坏的不同机理。     

鸟撞载荷下Y12飞机前风挡非线性动力响应分析

 本文利用VEP系统对Y12飞机6mm和8mm厚的前风挡上三点,在0.91kg鸟以56～61m/s撞击下的非线性动力响应进行了数值分析,并与实验结果进行了比较,其中二点情况与实验符合很好。     

干涉配合紧固件的疲劳裂纹扩展寿命分析

 利用权函数法给出了含紧固件孔的平板受干涉、双向拉压、各种形式的分布钉载和旁路载荷各种方式的组合作用时孔边穿透裂纹和角裂纹的张开型应力强度因子的数学表达式,可以方便地实施快速积分法求得裂纹扩展寿命。分析了干涉销钉通过填充作用和与孔壁的摩擦对疲劳裂纹扩展寿命的影响。发现钉载及双向载荷条件的不同,干涉增寿效果不同。与实验结果的对比表明方法是有效的。