纯弯曲下薄壁圆柱壳屈曲的非线性分析

为解决薄壁圆柱壳在纯弯曲下由于横截面的椭圆化而引起的屈曲几何非线性问题. 基本假设是改良的Brazier 简单理论,把圆柱壳的纯弯曲变形简化成一个两阶段的过程,分别求得纵向弯曲变形应变能和横截面变形应变能,然后利用最小势能原理求出作用力矩与杆端旋转角度的关系,最后分析可知:壳体长度参数越小,对应的圆柱壳壁越薄,非线性的影响越大;剪力大小参数越小,边界条件对椭圆化变形影响越小,非线性的影响越大.     

排翼布局飞行器气动性能的实验研究

通过低速低湍流度风洞实验,研究了利用排翼布局改善充气飞机采用大厚度翼型机翼带来的气动效率偏低问题。首先比较了采用不同厚度翼型的单翼与排式双翼布局的气动特性。在此基础上,为了优化排翼布局的气动特性,研究了给后翼安装偏转角对排翼布局气动特性的影响。同时,基于NACA0030翼型,设计了波纹型外形的充气机翼,比较了此外形下单翼和排翼布局气动性能的差异。实验结果表明,采用排翼布局能够改善采用厚翼型单翼布局的气动性能,而给后翼安装一定偏转角可以进一步提高排翼布局的升力和升阻比。采用波纹外形和光滑外形机翼模型的对比结果表明,波纹外形能够在大迎角时改善充气机翼的失速性能。分析认为,造成这一现象的流动机理是由于波纹型机翼在实验条件下提前由层流转捩为湍流,使失速推迟,流动分离现象有所减弱。     

大展弦比后掠机翼静气弹效应对气动载荷的影响实验与分析

通过实验与理论分析结合的方法,针对静气弹效应对大展弦比后掠机翼气动载荷影响的问题进行了研究。加工了三副刚度各不相同的机翼,在一系列工况中进行风洞实验,对各个模型的气动载荷进行测量,通过对比可以得到机翼弹性对气动载荷的影响量。在理论分析中通过工程梁理论计算弹性机翼变形,通过升力面理论计算弹性变形引起的气动力增量,在二者之间迭代收敛后得到机翼弹性对气动载荷的影响量,并将其与实验结果进行对比。对比结果表明理论分析和实验吻合程度较好,表明了在机翼气动载荷计算中计入静气弹效应后,大展弦比后掠机翼的弯矩会有显著的降低,对于减轻结构重量有重要的意义。     

三点弯曲型试件Ⅰ/Ⅱ复合型断裂的数值与实验研究

三点弯曲试件常被用来研究材料的纯Ⅰ型及Ⅰ/Ⅱ复合型断裂性能。使用Abaqus软件通过有限元法获得三点弯曲试件不同跨长比2S/L、相对裂纹长度a和裂纹倾角β下的Ⅰ型与Ⅱ型无量纲应力强度因子。由有限元结果可知,在相对裂纹长度一定时,跨长比越小,裂纹倾角越小,Ⅰ型无量纲应力强度因子可取得0,即越容易得到纯Ⅱ型断裂。当跨长比相同时,相对裂纹长度越大越容易得到纯Ⅱ型断裂。使用6组共24个三点弯曲试件,研究砂岩的纯Ⅰ型、纯Ⅱ型以及复合型加载时的断裂韧度,得到该种砂岩的纯Ⅰ型断裂韧度为0.786MPa·m0.5,纯Ⅱ型断裂韧度为0.344MPa·m0.5。实验结果与最大周向应力(MTS)准则和广义最大周向应力(GMTS)准则的预测结果进行对比,比较结果显示GMTS准则更能准确地预测实验结果。     

气管的非线性弯曲力学性能研究1)

研究了人工气管和生物气管拉伸和弯曲的力学性能及仿真方法。根据气管拉伸实验数据,拟合建立了人工气管的线弹性和生物气管的非线性幂函数本构模型,其与实验的最大误差为18.8%。根据非线性弯曲理论,建立了气管大变形的弯曲变形方程,并得到了其解析解,计算的弯曲载荷与实验的最大误差为8.7%。基于显式有限元法提出了气管弯曲变形的有限元仿真方法,犬气管的弯曲角度的有限元计算结果与实验的误差为3%。     

气管的非线性弯曲力学性能研究

研究了人工气管和生物气管拉伸和弯曲的力学性能及仿真方法。根据气管拉伸实验数据,拟合建立了人工气管的线弹性和生物气管的非线性幂函数本构模型,其与实验的最大误差为18.8%。根据非线性弯曲理论,建立了气管大变形的弯曲变形方程,并得到了其解析解,计算的弯曲载荷与实验的最大误差为8.7%。基于显式有限元法提出了气管弯曲变形的有限元仿真方法,犬气管的弯曲角度的有限元计算结果与实验的误差为3%。     

分级加载条件下紫色泥岩三轴蠕变特性研究

流变性质是岩石材料的重要力学特性,以紫色泥岩为例,在分级加载条件下研究了其三轴蠕变特性。采用自行研制的重力杠杆式岩石蠕变实验机,并配备三轴压力室,对紫色泥岩实施分级加载三轴蠕变实验。实验结果表明,紫色泥岩在相同轴压条件下,围压越大,瞬时弹性变形和蠕变变形越小;在相同围压条件下,轴压越大,二者变形越大。紫色泥岩的蠕变速率具有相同的变化趋势,且在相同轴压条件下,围压越大,稳定蠕变阶段的蠕变速率越不明显。另外,应力与瞬时应变线性拟合结果表明,瞬时轴向应变与轴向荷载近似成比例增长。通过分析紫色泥岩蠕变曲线变化趋势,认为采用H/M模型进行模拟较为合理。并且采用MATLAB软件非线性回归分析进行模型参数拟合,最后得到实验曲线与理论曲线的最大误差在2e-5左右。证明采用的H/M模型能较好地描述紫色泥岩的蠕变特性。     

管长对带弯头管道内可燃预混气体爆炸规律及薄壁动态响应的影响研究

基于气云燃爆实验平台,开展了不同长度弯曲管道内丙烷-空气预混气体燃爆实验测试与分析,探索管道长度对弯曲管道内可燃气体燃爆特性及爆炸冲击波对管道薄壁加载效应的影响。实验分别采用光电传感器、压力传感器和应变传感器对管道内爆炸参数和管道薄壁的应力应变规律进行了测试,结果表明,管道越长,弯曲段两侧壁面超压和管壁最大应变越大,压力时程曲线与管道薄壁应变时程曲线具有良好的一致性;弯管一定程度上激励了火焰加速传播,火焰传播速度在90°拐点处降至最低;管道长度对管道内火焰燃爆规律的影响是整体的,管道长度越长,管内压力和火焰速度越大,最大爆炸压力出现在管道末端,冲击波对管壁的加载属于动态加载。     

高应变率下断裂韧性实验的数值模拟

采用有限元软件ANSYS/LS-DYNA程序对静态和冲击荷载作用下的含裂纹半圆弯曲(SCB)实验进行了数值模拟。根据静态实验的模拟结果,提出了适合复合型加载的Ⅰ型应力强度因子拟合公式,采用该公式计算应力强度因子的最大误差不超过10%。动态实验的模拟结果表明:对于纯Ⅰ型加载的SCB实验,动态应力强度因子随着试样半径、支座间距以及相对裂纹长度的变化呈现规律性变化;当试样半径小于60mm、相对支座间距为1.2、相对裂纹长度在0.1~0.4范围内时,惯性效应的影响较小,采用静态拟合公式计算裂尖的动态应力强度因子的误差约10%;对于复合型加载的SCB实验,当相对裂纹长度为0.2~0.4、裂纹倾角在10°~40°范围内时,采用静态拟合公式计算裂尖的动态应力强度因子的误差小于10%。     

混凝土断裂过程及尺寸效应分析

为研究混凝土裂纹断裂过程和最大承载力计算方法,通过实验机对四种不同尺寸混凝土紧凑拉伸断裂试件进行了加载过程实验,并对其中一个试件进行应变片跟踪测试.由实验结果分析得到了一系列关系曲线,如试件的载荷-加载点位移关系曲线,断裂损伤区变形随载荷变化曲线;并且计算了不同尺寸断裂试件的应力强度因子.结合计算粘聚裂纹应力强度因子的公式与断裂准则,完成了对承载力理论值的计算,并将其与实验峰值平均值进行对比,其结果是两者相比误差较小,表明此种计算裂纹结构最大承载力方法是可行的.     

大展弦比机翼中液压管路的抗大变形设计与优化方法

提出了一种大展弦比机翼管路的抗大变形设计与优化方法。首先建立了大展弦比机翼平板-不同布局管路的装配简化模型;然后分析了在机翼大变形下,管道的弯曲位置、弯曲半径、横向距离、弯曲角度等几种不同布局参数,对管路根部应力、最大应力和卡箍处变形的影响关系。结果表明:弯曲位置与横向距离对应力有较大影响,弯曲位置靠近机翼根部可以降低管道根部应力,但是最大应力显著增加,横向距离的增加可以降低管路根部应力以及最大应力;弯曲位置和弯曲半径对卡箍处变形有较大影响,随着弯曲位置从机翼板根部向变形处移动,卡箍处变形量均先减小后增加,弯曲半径的增加会降低卡箍处变形量。采用遗传算法得到在机翼大变形下最优的管形布局,结果表明,卡箍附近最大应力比直管降低了51%。     

可变形儒可夫斯基翼型亚音速非定常气动力的研究

对于翼面变形速度远小于来流速度情况下的儒可夫斯翼型亚音速绕流问题,通过仿射变换将可压缩流动转换成不可压缩流动,将解析解和离散涡方法相结合计算变形机翼的不可压缩流动速度场,再利用逆变换得到变形机翼的亚音速流动速度场,进而分析非定常气动力特性,建立变形机翼的准定常升力系数和非定常附加升力系数在可压缩和不可压缩两种状态下的简单近似对应关系。计算结果显示变形机翼的非定常气动升力近似等于准定常计算结果叠加上虚拟质量力导致的非定常附加升力,该非定常附加升力随翼型变形速率呈线性关系,由机翼当前时刻飞行姿态、翼型及其变形速率确定,与具体变形历史过程无关。低来流马赫数时虚拟质量力导致的非定常效应显著,高亚音速流动时准定常升力起主导作用。同时还分析了不同马赫数下机翼往复变形过程中升力的变化特性,指出尽管高亚音速变形机翼的气动升力近似等于准定常气动升力,但不能忽视非定常附加升力的影响,非定常附加升力将导致完成往复变形需要外界输入正比于Ma∞/[(1-Ma2∞)]的功。     

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。     

小攻角条件下动能弹体高速侵彻混凝土靶的弹体弯曲

将高速侵彻混凝土靶板的弹体简化为自由梁,应用弹体侵彻阻力和梁动态弯曲内力分析了由小攻 角产生的横向载荷导致的弹体弯曲。结果表明,弹体理论弯曲条件受弹体着靶前状态、弹体结构和材料控制。 理论计算证实弹体高速侵彻混凝土靶板时由于小攻角的存在会发生弹体弯曲变形,弹体侵彻实验结果表明 弹体弯曲位置和弯曲条件与理论分析结果相符。     

低雷诺数下柔性翼型气动性能分析

基于流固耦合方法对吸力面5% 至95% 弦长处为三段柔性结构的NACA0012 翼型绕流进行了数值模拟,研究了不同弹性模量下柔性翼型的气动性能和结构响应. 结果表明：在大攻角下,翼面变形影响着翼型表面的非定常流场,起到延缓失速和提高升力的作用;失速后柔性翼的升力系数下降得较为缓慢,且柔性越大,升力系数下降得越平缓;适当减小弹性模量能够提高翼型的气动性能,然而弹性模量过小反而不利于翼型气动性能的提升,并且翼面会产生大幅度的振动.     

一种可用于机翼优化设计中的气动噪声预测模型

发展了一种可用于翼型/机翼外形设计中的气动噪声快速预测方法。相较于传统的半经验噪声预测方法,该方法以两方程非线性k-ε湍流模型模化雷诺应力的雷诺平均方程为背景,考虑了升力系数、三维流动效应以及机翼几何参数等因素对后缘噪声的影响。而相对于直接数值模拟或声类比拟方法,该方法虽不能准确预测噪声强度,但其计算量小,能给出不同翼型/机翼的相对总声压级,以及总声压级随升力系数的变化情况,易于应用于翼型/机翼气动外形优化设计中。通过计算分析二维NACA0012翼型几何参数或来流状态的改变所带来的气动噪声差异,与ANOPP软件及Brooks等计算结果进行对比,验证了该模型的可靠性。最后,计算分析二维、三维翼型/机翼气动噪声,凸显该方法在翼型/机翼气动外形优化设计中的应用价值。     

钢柱抗爆响应分析单自由度模型适用性评估

为评估单自由度(SDOF)模型在结构抗爆设计中的适用性,分别采用SDOF模型和通用有限元软件ANSYS/LS-DYNA对简支钢柱承受爆炸荷载时的动力响应进行模拟;对比二者计算结果,并以有限元模拟为准,分析SDOF模型的适用范围。研究表明:可按照自由振动阶段SDOF模型位移结果的振幅大小,将其位移响应划分为有限变形阶段、临界阶段、失稳破坏阶段,有限变形阶段SDOF模型与有限元结果基本一致;截面高宽比、翼缘宽厚比对钢柱动力破坏形式有重要影响,高宽比越大、翼缘的宽厚比越小,越容易发生平面外弯扭失稳;在SDOF模型中通过假定塑性铰分布长度计算塑性阶段应变及应变率,采用随时间变化的应变率计算Cowper-Symonds本构关系中的应力放大系数是可行的。     

可变形儒可夫斯基翼型非定常气动力的研究

对于翼面变形法向运动速度远小于来流速度的儒可夫斯基机翼,将解析解和离散涡方法相结合计算变形机翼的流场及非定常气动力,较详细地分析了变形机翼升力系数的准定常计算方法的误差来源,并给出修正方法.计算结果显示脱落涡尾迹对升力系数和机翼绕流环量的影响很小,变形机翼升力系数准定常计算方法的误差丰要来源于流体非定常运动引起的虚拟质量力,该非定常附加升力仅与当前时刻飞行姿态及翼犁形状和变形速率有关,与具体的变形历史过程无关,变形机翼的升力近似等于准定常计算结果叠加上相应的虚拟质量力.     

机翼双梁模型的动力学修正及应用

由于全尺寸机翼有限元模型太过复杂,不能用于大型客机翼吊发动机振动载荷的传递特性研究,本文提出了一个全新的机翼双梁动力学模型概念。基于机翼双梁模型的主要模态对其结构刚度不确定参数的灵敏度分析,选取翼梁及翼肋的水平、垂直、扭转刚度参数作为有效设计变量对双梁模型进行了动力学修正,使其与全尺寸机翼有限元参考模型前6阶模态频率的最大误差小于11.11%,大大提升了机翼双梁模型的动力符合性;集成建立了大型客机“吊架-机翼-机身”全机动力有限元模型,并计算了巡航状态下发动机振动载荷经机翼传递到机身各框段的动载荷分布特性。分析结果表明：机翼双梁模型较好地满足了发动机振动载荷传递及振动传递路径分析研究需求,为民机舱内声学预计及发动机隔振安装设计提供了基础数据。     

大型飞机起落架载荷修正方法研究

大型飞机起落架静强度试验中,起落架受载变形后载荷施加点位置移动引起加载力线改变,从而带来加载误差.为提高起落架变形后加载的准确度,基于撬杠施加起落架载荷传统技术,提出载荷修正方法.该修正方法主要步骤为起落架实际施加载荷与理论载荷的转换.通过对撬杠施加起落架载荷力学模型进行分析,推导得到转换公式,使用该公式对理论载荷进行...