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本文采用作者提出的混合法(将光测技术与权函数相结合),求解了含孔板在不同应力场裂纹的应力强度因子。 相似文献
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初始几何缺陷对加筋结构后屈曲分析的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
采用考虑几何和材料双重非线性的弧长法分析了受初始几何缺陷影响的加筋壁板在轴压载荷作用下的后屈曲破坏过程.在分析中探讨了初始几何缺陷的大小及形态对加筋壁板极限承载能力和破坏模式的影响.计算结果表明,当初始缺陷的最大位移值超过蒙皮厚度的0.1倍时,将影响结构的承载性能.小于蒙皮厚度的0.1倍时,初始缺陷的形态和大小对结构的承载能力不产生明显影响,但影响结构的最终破坏模式.在后屈曲分析中可以以线性屈曲特征值法计算得到的一阶屈曲模态为初始缺陷的模式,初始缺陷最大位移值取蒙皮0.005~0.1倍之间. 相似文献
637.
剪切载荷作用下复合材料加筋壁板蒙皮屈曲 总被引:2,自引:0,他引:2
对复合材料加筋壁板在剪切载荷作用下的稳定性进行研究,应用PATRAN & NASTRAN软件对加筋壁板建立有限元模型进行屈曲分析,将工程分析方法四边简支条件下的蒙皮剪切屈曲载荷计算结果与加筋惯性矩刚好满足最小惯性矩要求的加筋壁板蒙皮剪切屈曲有限元仿真结果进行对比,结果吻合良好.此有限元模拟方法所得结果可以为蒙皮剪切屈曲系数的确定提供参考.改变加筋壁板加筋尺寸,研究剪切载荷作用下不同加筋尺寸对加筋壁板蒙皮屈曲的影响. 相似文献
638.
针对高超声速进气道的不起动振荡现象,提出了一种基于滑动多缝板的进气道不起动振荡控制概念,并对相关控制方案以及流动机理开展了风洞实验研究。实验中采用高速纹影技术和动态压力测量技术对整个控制过程中的瞬态流动结构和壁面动态压力信号特征进行了记录。结果表明:无论是在喉道后的唇罩上还是喉道前的压缩面上设置多缝板,均可在进气道不起动时通过泄流平衡进气道进出口流量差,进而达到抑制振荡的目的;随着多缝板的开启,进气道内的压力振荡幅度均不断减小,但是振荡频率的变化却并不相同,相较唇罩开缝方案中的频率保持不变,压缩面开缝方案中的振荡频率将随着通道内亚声速区的不断增大而升高;此外,压缩面开缝方案相较唇罩开缝方案能够对不起动过程中产生的分离包卸除,因而能够增强进气道的再起动能力。 相似文献
639.
机身壁板是飞机结构中的主要承力构件,也是损伤的主要产生部位,研究机身加筋壁板的裂纹扩展规律和剩余强度特性具有重要意义。在轴向拉伸载荷作用下,对含环向裂纹的机身加筋壁板进行损伤容限试验;利用ANSYS有限元软件对试验件进行应力强度因子分析,估算裂纹扩展寿命;基于线弹性断裂力学准则和线弹性断裂力学加塑性修正准则,计算剩余强度特征曲线,并对比分析计算结果和试验结果。结果表明:计算得到的裂纹扩展寿命与试验结果的相对误差为6.3%,满足工程要求;线弹性断裂力学加塑性修正准则估算的剩余强度更为合理,误差仅为2.6%,且偏安全。 相似文献
640.
曲板的屈曲问题与材料的弹性模量和泊松比有关,对于机身蒙皮材料2060-T8E30,曲板临界剪切应力系数曲线的适用性有待研究。基于Abaqus的线性静力分析中的Buckle算法,以机身蒙皮材料2060-T8E30建立了多种构型曲板,对比有限元分析值和曲板临界剪切应力系数曲线,通过分析误差,得出结论:对于2060-T8E30材料,可以认为d/h=1.5的ks(曲板临界剪切应力系数)曲线相比有限元分析值偏高,误差不大于15%;d/h=2的ks曲线相比有限元分析值偏高,误差不大于20%;d/h=3.5的ks曲线相比有限元分析值偏高,误差不大于35%。在飞机机身结构常用的参数,即d/h=3.5,Z≤20的情况下,当Z10时,ks曲线的适用性较好,误差不大于10%;当10Z≤20时,ks曲线相比有限元分析值偏高,误差不大于20%。 相似文献