基于隧道刚度折减法的土体开挖对临近既有地铁隧道影响的数值研究

城市地下空间的开发,常出现在既有隧道附近开挖土体.通过三轴试验得出土体南水双屈服面模型参数,根据刚度折减法建立数值模型,分析隧道埋深和基坑偏移对隧道结构的影响.研究表明:开挖后基坑附近的隧道产生向上的位移,基坑中部位移较大,边缘位移较小.隧道埋深越大,上升位移量越小;埋深30 m时,基坑中心和边缘处隧道的竖向位移差最大,弯曲变形和弯曲拉应力也最大.基坑向右偏移12 m时,左侧隧道的上升位移较大,且基坑中心和边缘处的竖向位移差较大,产生较大的弯曲变形和弯曲应力;基坑位于右侧隧道正上方时,上升位移量和差异变形量均较大,其中拉应力和应力的变化最大.     

基于协方差配置的飞机阵风减缓与乘坐品质控制

为了解决大型飞机高速巡航飞行中阵风减缓和乘坐品质控制问题,提出一种基于协方差配置的主动控制设计方法,该方法运用协方差配置、区域极点配置理论,以瞬时加速度级别出现概率直接度量乘坐品质,将期望乘坐品质下飞机的垂直阵风减缓控制问题转化为飞机纵向短周期运动区域极点和法向过载约束的满意控制问题,利用线性矩阵不等式技术进行约束指标下的凸优化,设计相应的相容控制策略。仿真结果表明:大型飞机在给定3m/s阵风条件下巡航,其俯仰速率与过载响应均逐渐稳定,并满足期望极点与输出方差要求,同时,阵风产生的结构疲劳过载超出概率0.08,也在允许范围内,验证了该设计方法的可行性。     

基于协方差配置的飞机阵风减缓与乘坐品质控制

为了解决大型飞机高速巡航飞行中阵风减缓和乘坐品质控制问题,提出一种基于协方差配置的主动控制设计方法。该方法运用协方差配置、区域极点配置理论,以瞬时加速度级别出现概率直接度量乘坐品质,将期望乘坐品质下飞机的垂直阵风减缓控制问题转化为飞机纵向短周期运动区域极点和法向过载约束的满意控制问题,利用线性矩阵不等式技术进行约束指标下的凸优化,设计相应的相容控制策略。仿真结果表明:大型飞机在给定3 m/s阵风条件下巡航,其俯仰速率与过载响应均逐渐稳定,并满足期望极点与输出方差要求,同时,阵风产生的结构疲劳过载超出概率0.08,也在允许范围内,验证了该设计方法的可行性。     

机翼可折叠的飞翼布局飞行器验证机

飞翼布局飞行器拥有很高的气动效率,常规飞翼布局飞行器无法安装大襟翼,使得飞机的起降与巡航效率之间相互矛盾.设计一款机翼可以在空中向下折叠的飞行器,起飞降落阶段、机翼展开,使得飞机的起降距离减短:在巡航阶段,机翼折叠收起,减少阻力,提高巡航效率。对验证机进行FULENT气动分析,随着飞行速度的增加,折叠状态下的升阻比大于展开的状态,气动效果明显提升。     

钢桥面板U肋嵌补段对接焊缝多轴疲劳特征

为了研究U肋对接焊缝多轴疲劳特征,建立了钢桥面板节段模型与对接焊缝子模型,得出不同工况下对接焊缝上各关注点的应力状态。通过平板模型的单、多轴疲劳应力对比,提出了采用绝对值最大的主应力与主要应力分量的偏差作为评判多轴疲劳的依据。然后对U肋对接焊缝进行了受力分析与变形分析,并对比了影响该细节多轴疲劳的主要因素。研究结果表明:纵桥向正应力、截面弯曲剪应力和顶板厚度方向正应力的量值较大,是引起对接焊缝多轴疲劳开裂的重要原因;U肋弯曲应力占膜应力的比例很小,对接焊缝多轴疲劳开裂主要由面内变形引起;多轴疲劳效应随荷载中心线偏离U肋对称轴越发显著,单轴疲劳仅为荷载中心线与U肋对称轴重合时,在U肋对称中心点产生的瞬时效应。     

剪切变形对双模量梁弯曲正应力的影响

利用静力方程确定了矩形截面双模量梁的中性轴位置,得到了矩形截面双模量梁的弯曲剪应力计算公式。在考虑剪切变形影响的情况下,利用矩形截面双模量梁的弯曲剪应力计算公式,导出了等矩形截面双模量梁弯曲正应力计算公式。通过算例分析了矩形截面双模量梁的长高比变化时,剪切变形对等矩形截面双模量梁弯曲正应力的影响。研究结果表明:当矩形截面双模量梁的长高比小于一定值时,剪切变形会对矩形截面双模量梁弯曲正应力产生较大的影响;拉压弹性模量相差较大的双模量材料梁弯曲应力的计算,应采用双模量材料力学理论进行分析计算,而采用经典材料力学理论进行分析计算是不合适的。     

钢芯铝绞线弯曲状态受力分析

根据钢芯铝绞线结构、材料和捻制特点,利用弯曲状态下的一次螺旋线方程,建立钢芯铝绞线弯曲状态下的有限元实体模型,采用Augmented Lagrange算法和Gauss points接触检测法分析导线在弯曲状态下受到张力作用的应力及变形规律.结果表明,在张力作用下等效应力和剪切应力沿截面中心呈上下不均匀分布;弯曲曲率半径对钢芯铝绞线股线受力有影响,曲率半径越大的股线其应力和变形越大;弯曲钢芯铝绞线最大等效应力位于钢芯,最大剪切应力位于外层铝股线,外层铝股线在弯曲状态下首先发生弯曲疲劳磨损的可能性较大.     

管材塑性弯曲成形的有限元数值模拟分析

为深入研究管材塑性弯曲成形机理,利用数值模拟方法建立了包括工艺参数在内的管材弯曲成形全参数化有限元模型,并验证了模型的有效性.在此基础上,详细分析了管材弯曲变形过程中的应力应变分布.结果表明,最大等效应力发生在弯管起弯侧,最大等效应变则沿弯管变形区域均匀分布,管材弯曲成形处于平面应力状态和三向应变状态.     

过载工况下圆柱滚子轴承永久变形量计算

针对航天轴承运行过程中出现的过载问题,在弹塑性力学和赫兹接触理论的基础上,推导了圆柱滚子轴承线接触弹塑性应力应变的计算公式,并建立了圆柱滚子轴承弹塑性接触有限元模型,计算过载下圆柱滚子轴承各部件接触区域的永久变形量。对过载轴承进行静压试验,测量其最大永久变形量,与理论计算结果及仿真结果进行了对比。对比结果表明:弹塑性应力应变计算公式适用于低过载工况下圆柱滚子轴承永久变形量的计算。对于高过载工况下圆柱滚子轴承永久变形量,使用有限元法计算结果更为准确,并且有限元法能够更精确地获取所有过载工况下轴承各部件上发生的永久变形量。     

大展弦比飞机机翼弯曲变形分析和测试方法

将大展弦比飞机机翼简化为变截面悬臂梁结构。基于线性叠加原理,将变截面梁划分为n段,推导出梁挠度的计算方程。根据机翼实际尺寸,并考虑机翼自重和外挂载荷建立变截面梁模型,将梁划分为5段、10段、20段计算梁的挠度。利用ANSYS有限元软件中几何非线性迭代方法,分析变截面梁受均布载荷时的变形。理论计算结果和有限元仿真结果吻合,验证了该计算方法的有效性。为计算大展弦比飞机实际飞行过程中机翼实时弯曲变形,在机翼上布置应变计并进行地面标定试验,得到载荷与应变之间的关系方程和机翼各段的弯曲刚度。通过采集飞行实测应变数据,结合标定方程将机翼各测试切面应变-时间历程转化为载荷-时间历程,再利用挠度计算方程计算机翼的实时弯曲变形情况。为大展弦比飞机飞行过程中机翼变形测试提供了一种工程测试途径。     

基于XFlow的仿生扑翼飞行器机翼气动特性分析

通过空间曲柄摇杆结构产生的急回特性来实现仿生飞行器扑翼运动.为了探究仿生扑翼飞行器的气动特性的影响因素,采用玻尔兹曼模型的粒子跟踪方法模拟扑动过程中气动特性,基于计算流体力学仿真软件XFlow对不同翼型、翼展、翼平面形状进行仿真分析并探究对升力和推力的影响.结果表明:翼型弯度和翼展的增大能够增加扑翼飞行器的升力系数,推力系数随着弯度的增大而变小;通过综合分析得到翼展长度在2.5倍弦长时,气动特性最佳;不同翼面形状的机翼具有不同的气动性能,相对于机翼后缘几何形状,前缘对气动特性的影响较大.研究结果为扑翼飞行器机翼的系统设计提供了有益的指导.     

昆翅在飞行中的动态形变

通过理论模化途径研究昆翅在飞行中的动态形变机制.设计翅气动力试验平台,验证翅准静态形变影响气动力的"柔性楔形效应"理论解释.探讨昆翅的变刚度特性表明,弦向刚度分布规律符合二项式函数时具有优越性和现实性,进而指出昆姻结构的变刚度特性是产生高升力的基本条件.建立了柔性翅的简化力学模型,通过坐标变换法求解在气动力和惯性力共同...     

扑旋柔性翼飞行器驱动机构的设计及动力学建模

为解决传统旋翼飞行器在结构上需要尾梁、尾桨等来平衡扭矩装置所带来的飞行器结构复杂,升力与自身重量之比低,飞行性能不突出等问题,提出了一种扑旋翼结构设计方法,以及利用此方法设计的微小型扑旋翼飞行器.采用电磁铁吸合驱动装置,通过电流方向控制电路实现电流规律正反向变化,从而产生交变电磁力驱动扑翼扑动.同时分析这种扑翼结构的特性,建立扑旋翼机构的结构模型,并应用拉格朗日方程分析建立扑旋翼驱动装置的动力学模型.仿真实验结果表明,采用某一频率的交变电磁力时机翼会产生共振现象,在同等作用力下机翼的扑动角会有一定的增大.     

基于滑移网格技术的串列翼推进性能分析

以有限体积法结合Standard k ε湍流模型求解黏性不可压缩Navier Stokes方程,采用滑移网格技术实现了串列翼前后翼间的相对运动,分析了前翼拍动后翼静止的串列翼系统的推进性能.探讨了衰减频率、拍动振幅以及前后翼间距对串列翼推进性能的影响.计算结果表明,串列翼的推力主要由前翼产生,且在一定的衰减频率和拍动振幅范围内,串列翼均较传统的单翼拍动具有更高的推进效率,同时,前后翼间距对串列翼推进性能影响不大.     

基于神经网络的机翼结构载荷模型建立方法

建立以飞行参数为变量的机翼结构载荷模型是飞行安全监控及飞机疲劳寿命估算的重要技术基础.首先将机翼燃油质量对其结构载荷的影响分离,在此基础上依据飞机结构载荷与飞行参数间的相关性,通过相关分析结合主成分分析的方法确定了低维数且互不相关的建模参数,并采用高斯-伯努利受限玻尔兹曼机预训练的BP神经网络方法实现了模型建立.以飞机跨音速俯仰机动为例,建立了机翼某测载剖面剪力模型,模型验证结果表明,预训练可有效降低模型初始误差,提升建模效率及精度.     

柔性膜微型扑翼飞行器气动力的数值研究

采用数值法计算了膜扑翼飞行器的气动力,并与实验结果进行了对比.将惯性力和刚性扑翼产生的气动力作为原始载荷,采用有限元法计算了膜扑翼的变形,分析了此变形引起的气动力的变化.与实验结果的对照表明,该计算结果有较好的可靠性.与刚性扑翼相比,膜扑翼对升力的影响不大,但是大大地增大了推力的正峰值,使得推力有较大的增加,从而改善了扑翼飞行器的气动性能.     

前掠翼与后掠翼布局流动机理的数值研究

采用三维N-S控制方程和标准k-ε模型,计算了前掠翼和后掠翼模型的气动特性,比较了各自的优势和不足,并通过流场显示分析了其流动机理。研究结果表明:小迎角下后掠翼的升力系数较高,大迎角下前掠翼的失速性能较好,其根源是展向速度的方向相反。后掠翼过早的翼尖失速是导致失速迎角较小的原因。而前掠翼之所以具有良好的大迎角性能,是由于其机翼根侧缘涡和翼尖前缘涡相互作用,对机翼产生上吸力,带来涡升力并且增强了对机翼表面流动的控制能力。前掠翼的流动机理可为先进飞机布局的设计提供理论依据。     

一种超音速飞机三角机翼结构方案研究

针对某超音速飞机的三角翼,设计了带平行翼梁的梁式三角翼结构和带内撑梁的梁式三角翼结构两种方案;分析了三角翼两种结构方案的受力特点,并采用有限元方法对比分析了两种结构方案的强度和刚度特点.通过分析和比较得出了带平行翼梁的梁式三角翼结构受力特性更好,更适合于能够布置中央翼的三角翼飞机.     

浅谈CAD在飞机设计中的应用

本文应用三次Ｂ样条曲线对机翼直纹区曲面的翼型曲线进行拟合，并用简单的几何推算方法，建立简单翼面直纹区曲面的参数方程。     

带端板地效应翼性能的数值研究

通过求解不可压缩流体ＲＡＮＳ方程,数值模拟带端板三维地效应翼的性能及周围流场。数值方法引进了Ｃｈｏｒｉｎ的人工可压缩性概念,应用近似因式分解技术同时求解速度和压力场,动量方程对流项用二阶迎风差分格式离散,其余空间导数项均采用四阶精度的中心差分格式离散,时间离散采用欧拉隐式格式,计算在非交错网格上进行,为了避免压力场的振荡,在连续方程中隐式地加入了压力的四阶数值耗散项,湍流计算采用了Ｂａｌｄｗｉｎ－