直升机舱门不均匀分布气动载荷加载方法研究

针对直升机舱门结构强度有限元力学分析中,不均匀分布气动载荷难以施加的问题,提出基于数学分析,采用最小二乘法,对直升机机身局部结构的气动压力点的压力值进行压力分布曲面拟合,快速得到所有有限元节点的压力值,并通过Patran分析软件前处理中的Field (域)功能实现对有限元节点快速加载。该方法对某型机舱门的不均匀分布气动载荷加载进行验证,结果表明该方法精度高,可快速实现不均匀分布载荷的施加,有效解决有限元仿真分析前处理中不均匀载荷的加载问题。     

海洋平台K型管节点的疲劳裂纹扩展分析Ⅱ:数值分析

对于已含初始裂纹平台管节点的寿命预测很大程度上依靠应力强度因子的精确值,而复杂载荷条件下的节点应力强度因子的计算尚无参数方程直接确定.本文提出了一种含表面裂纹的K节点的有限元网格产生方法,即把整个K节点划分为几个子区域,每个子区域的网格具有不同类型的单元和不同的密度.这种方法在控制网格密度,尤其是控制沿着裂纹边缘单元的边长比方面有其独特的优越性,当所有子区域的网格自动产生后,容易得到整个结构的有限元模型.同时用J积分和位移外推插值法分别计算了一个K型节点沿着裂纹前缘的应力强度因子值,发现:试验得到的应力强度因子值和提出的模型计算结果非常吻合,证明了所提有限元模型的准确性.     

复合材料层合壳有限元分析的预测-修正法

对于复合材料层合壳的有限元分析，本文根据Reissner-Mindlin型的全局位移场给出了一个预测一修正法。首先按照一般的有限元分析过程(没有引入剪切修正系数)计算出全局响应(如挠度，频率和屈曲载荷等)的预测值；然后利用Lagrange插值构造横向剪应力的一般形式，使得满足层间连续和表面上为零的条件，通过最小二乘法拟合三维应力平衡方程获得横向剪应力；最后在单元上计算和引入剪切修正系数，再经过有限元分析计算出全局响应的修正值。     

海洋平台K型管节点的疲劳裂纹扩展分析 II:数值分析

对于已含初始裂纹平台管节点的寿命预测很大程度上依靠应力强度因子的精确值,而复杂载荷条件下的节点应力强度因子的计算尚无参数方程直接确定。本文提出了一种含表面裂纹的K节点的有限元网格产生方法,即把整个K节点划分为几个子区域,每个子区域的网格具有不同类型的单元和不同的密度。这种方法在控制网格密度,尤其是控制沿着裂纹边缘单元的边长比方面有其独特的优越性,当所有子区域的网格自动产生后,容易得到整个结构的有限元模型。同时用J积分和位移外推插值法分别计算了一个K型节点沿着裂纹前缘的应力强度因子值,发现:试验得到的应力强度因子值和提出的模型计算结果非常吻合,证明了所提有限元模型的准确性。     

结点应力修正计算中边值问题的简便处理

在有限元分析中,对于利用数值积分的曲面(线)单元,我们发现在积分点上的应力精度远高于单元边界结点上的应力精度。本文以积分点的应力计算为基础,用带线性的约束的最小二乘法,简便地处理了曲面(线)单元结点应力修正计算中的边值问题。     

曲面上线状裂纹的虚拟裂纹闭合法公式及其断裂单元

本文提出了针对四节点壳体单元的虚拟裂纹闭合法计算公式.并以此为基础,以通用商业有限元软件ABAQUS用户自定义子程序UEL为平台,以哑节点断裂单元为工具,开发了针对曲面上三维线状裂纹的断裂单元.通过与圆筒上环向穿透裂纹的解析解进行比较,使得该断裂单元的精度得到了验证.结果表明:该断裂单元具有使用方便、精度高、且对网格尺寸不敏感的特点.可应用于船体结构、海洋平台管件和长距离油气管线等曲面结构的断裂分析中.     

计算曲面壳体等效节点热载荷的新方法

提出了一种利用平面壳单元计算曲面壳体热应力问题等效节点热载荷的新方法, 具有较高的计算精度. 首先在平面壳元的理论基础上, 在壳单元切平面建立局部坐标系; 然后根据提出的理论, 利用单元节点整体坐标直接计算壳单元等效节点热载荷积分方程中所需的未知量, 如: 形函数对局部坐标的导数、从对局部坐标积分转换到自然坐标积分时的雅可比行列式等; 最后, 根据提出的算法求出从局部坐标转换到整体坐标的转换矩阵, 进而求出整体坐标系下壳单元等效节点热载荷. 通过与商用软件ANSYS 的计算结果进行对比分析, 证明提出的方法是正确而且精确的.      

海洋平台TT型管节点的极限强度分析

利用非线性有限元方法分析了轴向力作用下多平面TT节点的极限强度。在数值分析中,采用三维20结点固体单元模拟管道结构和焊缝形状,将结构有限元网格划分为不同区域,每个区域的网格独立产生,通过合并形成整个结构的有限元网格。通过控制位移增量法得到了加载过程中载荷和位移之间的关系曲线。使用ABAQUS软件分析了TT节点在支管端部承受轴向载荷的变形及与外部载荷之间的关系,得到了不同参数影响下的TT节点极限强度。     

气动载荷压心变化对机翼结构重量的影响

借助PATRAN、NASTRAN有限元分析工具,着重研究机翼结构重量因气动载荷压心变化而产生的影响。气动载荷的压心变化通过在飞机巡航状态中某一个载荷情况下真实的气动载荷基础上叠加一个微小量的分布载荷来实现,保证新得到的气动载荷与原始的气动载荷总载保持一致,从而使得气动载荷的压心位置发生变化。通过理论分析和简单的有限元分析验证,得到了气动载荷压心变化下机翼蒙皮、长桁等单元的应力分布和增长规律,进而得到气动载荷压心变化与机翼结构增重之间的函数关系:气动载荷压心向翼尖方向移动1%,机翼结构重量增重2.46%。该结论可以为其他型号的民机机翼设计提供参考依据。     

考虑集中力作用的连续体虚功原理和平衡方程

借助Ｄｉｒａｃ广义函数，本文讨论了包含集中力在内的外力系作用下连续体的虚功方程与平衡方程及应力边界条件的等价性问题，证明在有限元计算中集中力的等效节点力可以从单元的虚功方程自然得到．     

融入压力分布信息的气动力建模方法

气动外形优化设计与飞行器性能分析中, 直接运用数值模拟或风洞实验获取气动力的成本高, 构建代理模型是提高外形优化和性能分析效率的重要途径. 然而, 构建模型的过程中, 研究者只关注积分后的气动力和力矩信息. 本文通过充分利用采样过程中所产生的压力分布信息, 来提高建模的精度和泛化性, 进而降低样本获取的成本. 提出了一种小样本框架下融入压力分布信息的气动力建模方法, 首先通过数值模拟或风洞试验获得不同流动参数状态下翼型表面的压力分布信息和气动系数, 其次通过本征正交分解技术对压力分布信息进行特征提取, 获取不同输入参数状态下压力分布信息对应的POD系数, 之后结合输入参数通过Kriging算法对压力分布信息进行建模, 将压力分布信息积分得到低精度气动系数的预测模型, 最后低精度气动系数结合输入参数通过Kriging算法构造高精度的气动系数预测模型. 通过同状态变翼型算例以及CAS350翼型变状态算例进行验证, 该方法相比于传统的克里金模型直接预测气动力, 有效提高了气动力的预测精度和模型的鲁棒性, 同时缩小了学习样本的数据量.      

非线性杆单元荷载矩阵积分算子直接集成算法

在文献[1]的基础上，将积分算子直接集成单元刚度矩阵的方法扩展应用于非线性杆单元的荷载矩阵集成．该方法将分布荷载产生的内力函数分解为由未知参数表示的线形项，和与分布荷载特性相关的已知函数项的组合，计算积分算子，由积分算子的线形组合得到分布荷戟产生的杆件内力函数，从而得到荷载矩阵．该方法没有采用任何假定，具有广泛的普适性，能用于求解任意刚度分布杆件上作用任意分布荷载或集中荷载的单元荷载矩阵．对于刚度非连续、荷载分布非连续的情况，该方法避免了高斯数值积分的误差，具有更高的计算精度。     

STATIC AEROELASTICITY METHOD BASED ON EXTERNAL AERODYNAMIC FORCE AND STRIP METHOD

本文通过对载荷设计中的静气动弹性分析方法进行研究,发展了一种基于外部刚性气动力数据和改良片条理论修正的弹性载荷修正方法。其中结构变形通过工程梁方法提取部件刚度阵进行计算,气动力通过网格化模型基于外部试验或CFD气动力数据库插值得到。结构和气动之间位移和力的数据传递分别利用曲面样条和形函数面积坐标加权法插值,弹性载荷修正通过改良后的片条理论计算,由此迭代循环直至结构变形收敛。同时通过对相关工程实例进行分析计算并与成熟方法对比,验证了该方法的可行性和高效性。     

Study on spline wavelet finite-element method in multi-scale analysis for foundation

A new finite element method （FEM） of B-spline wavelet on the interval （BSWI） is proposed. Through analyzing the scaling functions of BSWI in one dimension, the basic formula for 2D FEM of BSWI is deduced. The 2D FEM of 7 nodes and 10 nodes are constructed based on the basic formula. Using these proposed elements, the multiscale numerical model for foundation subjected to harmonic periodic load, the foundation model excited by external and internal dynamic load are studied. The results show the pro- posed finite elements have higher precision than the tradi- tional elements with 4 nodes. The proposed finite elements can describe the propagation of stress waves well whenever the foundation model excited by extemal or intemal dynamic load. The proposed finite elements can be also used to con- nect the multi-scale elements. And the proposed finite elements also have high precision to make multi-scale analysis for structure.     

基于主动控制策略的机翼颤振特性模拟

航空航天飞行器舵翼类结构的气动颤振是一种灾难性的动力学行为.在基于偶极子理论的气动弹性动力学模型中,气动载荷可表达为基于结构动力学响应的一种状态反馈的闭环控制力,控制律取决于翼型的几何参数、材料参数、结构动力学特性以及来流速度等多种条件,通常需通过实际飞行或风洞实验进行辨识与检验.在实验室条件下,以系统动力学响应的模态特征等效为前提,提出了一种基于人工主动控制的方式进行气动载荷下舵翼类结构自激颤振的特征值跟踪策略.建立并讨论了等效系统的非自伴随动力学微分方程及其特征方程的求解过程,并与通用软件的计算结果进行了对比,二者具有较好的一致性.通过优化搜索分别获得了位移和速度的最优反馈点、最优作动点位置及最优反馈增益系数,经对比计算拟合得到风速-位移增益曲线和风速-速度增益曲线,从而实现了由单点反馈、单点作动的集中力的闭环控制等效系统的真实气动力分布控制.仿真算例表明,由此预示的实验过程无需辨识和重构非定常气动力的时域波形,无需其他干预即可实现地面模拟实验,主动控制的效果满足预期,初步实现了自激颤振的特征值跟踪,为进一步推动主动控制模拟实验及颤振参数辨识提供了基础.      

Non-conservative stability of multi-step non-uniform columns

The non-conservative stability of non-uniform columns under the combined action of concentrated and variably distributed forces is solved analytically. Two types of follower force system are considered: (i) concentrated follower forces and variably distributed follower forces, (ii) concentrated follower forces and variably distributed conservative forces. The exact solutions for stability of four kinds of one-step non-uniform columns subjected to the two types of follower force system are derived for the first time. Then a new exact approach, which combines the exact solutions of one-step columns and the transfer matrix method, is presented for the non-conservative stability analysis of multi-step non-uniform columns. The advantage of the proposed method is that the resulting eigenvalue equation for a multi-step non-uniform column with any kinds of two end support configurations, an arbitrary number of spring supports and concentrated masses can be conveniently determined from a second order determinant. The decrease in the determinant order, as compared with previously developed procedures, leads to significant savings in the computational effort. A numerical example shows that the results obtained from the proposed method are in good agreement with those determined from the finite element method (FEM), but the proposed method takes less computational time than FEM.     

大型渡槽动力设计方法研究

根据大型渡槽结构的特点,在缺乏适用的抗震分析模型前提下,提出支撑-渡槽-水伪三维流固耦合动力分析方法。模型基于结构动力分析理论和流固耦合分析理论,整体结构分析采用Newmark方法进行动力时程分析,分析中考虑渡槽结构整体受力性能,包括下部支撑结构、地基等多种因素的影响作用;渡槽-水耦合体子结构分析采用任意拉格朗日-欧拉(Arbitrary Lagrangian Eulerian,ALE)有限元方法进行动力分析,考虑渡槽-水的耦合相互作用,模拟渡槽中水体的大幅晃动作用,相应得出渡槽中动力压力值及其分布。以某排架支撑矩形渡槽为例,采用本文提出的伪三维模型进行地震时程分析,计算结果与三维模型计算结果吻合良好。本文提出的伪三维动力分析方法计算效率高,满足渡槽结构抗震设计要求,便于工程应用,是大型渡槽结构动力分析研究和抗震设计的实用静、动力分析方法。     

The estimation of pressure on the surface of a flapping rigid plate by stereo PIV

The method to estimate the dynamic load of a flapping wing by the integration of pressure on the wing’s surface is discussed. The flapping wing was modeled as a plate flapping sinusoidally in hovering condition. The flow around the flapping plate was measured using stereo PIV on multiple measurement planes along the out-of-plane direction. The phase-averaged velocity field of each measurement plane was calculated so that three-dimensional analyses could be applied. The phase-averaged pressure field was obtained from the integration of the three-dimensional Poisson equation for pressure using the available information acquired from stereo PIV measurements. The pressure field is visualized on the measurement planes. In this study, the estimated load was the torque of the axis of rotation. This torque was compared with the result from strain gauge measurements. The torque estimation, although only on a partial surface of the plate, is within reasonable agreement with the measured torque. The integration of the Poisson equation based on stereo PIV measurements and estimations of the torque shows that an increase in the torque at the start of a flapping stroke is caused by the stagnation on the surface of the plate from the flow that is induced by the leading-edge vortices.     

三维粘弹性层状半空间埋置集中荷载动力格林函数求解—修正刚度矩阵法

针对三维粘弹性层状半空间埋置集中荷载作用下动力响应问题,在柱面坐标下,结合径向Hankel积分变换,提出了一种新的求解方法—修正刚度矩阵法。方法基于位势函数理论,将三维问题分解为平面内反应(P-SV波型)和平面外反应（SH波型）两个二维问题的叠加;借鉴结构力学中超静定结构的位移法原理,首先固定荷载所在层的上下界面,通过对波动方程的特解和齐次解叠加得到“固端”反力。进而放松两“固端约束”,利用直接刚度法求得各层面位移,荷载作用层内反应另需叠加上该“固定层”内解,并将特解部分积分（直达波）由全空间解析解代替,解决了当接收点和源点作用水平面接近时的积分收敛问题。算例分析表明,对于低频（可退化为静力状态）和高频问题,本文方法均具有很高的计算效率和精度。