简介:从复合材料结构设计许用值的概念和复合材料的冲击后压缩强度性能出发,讨论了按NASA标准得到的CAI值与它们的关系,指出了传统的CAI值不能充分反映复合材料体系的抗冲击性能。且与结构压缩设计许用值无任何联系。在对复合材料结构完整性要求和作者的试验研究,和对国外文献总结的基础上,提出复合材料抗冲击性能的评定应包括损伤阻抗和损伤容限两方面。大量的试验数据证实复合材料层压板抗冲击性能存在拐点现象,在对拐点附近复合材料层压板的破坏机理研究基础上,建议用拐点附近的性能建立复合材料层压板抗冲击性能的评定体系,即可以用表面层在冲击下保持其完整性的最大能力(最大接触力)来表征复合材料体系的损伤阻抗(韧性);用出现拐点后基本不变的压缩强度(破坏应变)门槛值来表征复合材料体系的损伤容限。
简介:研究了基于Flowmaster软件的直升机压力加油冲击压力仿真建模,将仿真结果与试验结果比较,采用地面压力加油泵进行建模,仿真计算冲击压力值远较试验值大;据此,提出采用恒压源代替地面压力加油泵的建模方法,仿真计算冲击压力值与试验值相差10%左右,满足了直升机压力加油冲击压力的工程计算需要。
简介:复合材料在新型客机上得到广泛应用,飞行过程中机身外表可能遭受冰雹袭击,造成机体破坏,危害乘客安全。为研究复合材料蒙皮抗冰雹冲击性能,本文首先基于弹塑性模型,考虑应变率强化效应和脆性断裂行为,建立冰雹动态本构,并根据冰雹撞击传感器试验数据修正冰雹模型参数;然后通过引入三维Hashin失效准则和Cohesive界面元,模拟复合材料的纤维断裂、基体压溃和脱粘分层损伤破坏行为;进而建立复合材料层合板抗冰雹冲击的数值模型,并研究其在不同冲击速度下的动态响应和损伤特性。数值结果表明:针对本文复合材料层合板构型,冲击失效阚值能量为232J;冲击载荷峰值和冲击点位移随冲击速度的增大而增大,但增幅趋缓;分层损伤面积与冲击速度近似呈线性关系;相邻层的铺层角度差为90°时,其层间分层现象更为显著。
简介:使用NUMECA软件对某型超音速两级冲击式涡轮进行了全三维定常湍流流场计算,分析了计算结果。以此为基础,通过修改叶型得到性能较高的涡轮叶型设计,并对比了优化前后涡轮内部流场。以三维计算结果为基础,分析涡轮内部流动损失,在保证氧涡轮原有机械结构不做大的改变、输入条件不变的情况下,对涡轮叶型进行优化研究。以叶型参数为变量,以总静效率(在总总效率的基础上考虑余速损失而得)为目标函数,通过反复修改各个叶型参数,然后对每次修改过的叶片进行三维计算,通过比较涡轮总静效率大小判断叶型优劣。通过优化,获得了效率更高、做功能力更强的涡轮叶型。研究成果对工程研制有一定的指导意义,总结的涡轮气动设计及优化方法,对涡轮的设计具有借鉴作用。
简介:随机耐久性分析在PFMA方法基础上考虑裂纹扩展随机性,可以更准确地评估结构的耐久性,但是在计算裂纹超越数概率时,表达式解析困难而复杂。本文在PFMA方法之IFQ模型的基础上提出一种裂纹扩展速率系数临界值概念,解决裂纹超越数概率计算解析式积分问题,并推导出裂纹超越数概率的表达式,通过与MonteCarlo法计算结果对比,验证了本文方法的正确性和准确性。