摘要：为了提高陶瓷基复合材料火焰筒壁面的冷却性能,在现有的圆形多斜孔冷却结构的基础上,设计了一种新型类椭圆形多斜孔冷却结构。同时,采用三维数值模拟的方法将两种多斜孔结构的冷却效果进行了对比。结果表明:新型类椭圆斜孔特征模拟件相较于圆孔特征模拟件,壁面高温区域明显变窄,高温热斑减少,温度分布更加均匀;在经纱方向,类椭圆斜孔特征模拟件高应力区域减少,应力集中现象减弱;在纬纱方向,类椭圆斜孔特征模拟件与圆孔特征模拟件均存在高应力区域。

摘要：针对2.5D针刺C/SiC复合材料的失效破坏进行了试验和仿真计算研究。开展了室温、500℃、1000℃无氧环境下0°层、网胎层材料的拉伸、压缩破坏试验以及2.5D针刺C/SiC复合材料的拉伸、压缩和弯曲破坏试验,并利用电子显微镜对试验件断口进行观察,分析了2.5D针刺C/SiC复合材料在不同温度下的损伤模式和失效机理。基于试验数据与观察结果,建立了通过单一铺层性能参数获取宏观针刺元件力学性能的方法,并依据多尺度理论和渐进损伤方法,借助Abaqus子程序二次开发进行了针刺C/SiC复合材料强度仿真分析。仿真预测的应力分布、失效模式与试验结果吻合较好,采用最大应变准则的强度预测精度可达94.7%,验证了分析方法在室温与高温环境下的准确性。

摘要：针对编织复合材料内部的非周期性复杂结构,细观预制体模型是进行复合材料性能分析的基础。目前,编织复合材料变厚度结构的模型建立困难且通用性低,本文基于2.5D编织复合材料RVE模型,提出了一种基于映射关系的变厚度预制体参数化自动化建模方法。该方法考虑了纱线几何变化与预制体宏观特性,因此利用该方法建立了叶身结构预制体细观模型。结果表明,本文提出的建模方法有效反映了变厚度结构的细观结构,研究有助于此类结构的设计与分析。

摘要：通过对风扇/压气机叶片外物损伤及其失效特点的深入分析,认为叶片外物损伤容限设计的本质是考虑外物损伤影响的叶片振动应力设计.通过对国内外发动机设计规范和标准的分析和回顾,将外物损伤容限设计准则的发展分为3个阶段:①50年代初-60年代末,以外物损伤(FOD)的预防和维护为主;②70年代初-90年代末,等效为应力集中系数Kt≤3的缺口容限设计;③2000年以来,FOD的概率容限设计.最后对我国外物损伤容限设计的研究方向提出了建议.

摘要：根据涡轮冷却叶片热-固耦合分析和基于遗传算法-有限元的涡轮叶片优化设计方法,发展了涡轮冷却叶片热-固一体化优化设计方法.以某航空发动机涡轮转子叶片为原型,分析了冷却孔的位置、形状(圆形和四边形)、大小和数量对热应力与冷却效果的影响.结果表明,该方法能有效地降低涡轮叶片的应力、改善其冷却效果;四边形孔具有更好的冷却效果和更低的最大应力;随着冷却孔大小和数量的增加,最高温度下降,而最大应力上升.

摘要：将材料细观结构优化和宏观结构优化结合起来,从结构与材料两个尺度出发,发展复合材料导向叶片的结构与材料一体化优化设计方法.在建立平纹编织复合材料细观结构分析模型的基础上,采用细观力学有限元法进行材料刚度性能预测,热-固耦合分析方法进行涡轮导向叶片结构分析.同时以细观结构参数和宏观结构参数为设计变量,以叶片质量最小为优化目标,并要求满足应力和位移方面的约束,进行编织复合材料导向叶片的结构与材料一体化优化设计.

摘要：系统地研究了教练机航空发动机设计载荷谱的推导方法，主要包括：（1）基准机的选取与现役发动机载荷谱的空测、统计；（2）新机发动机飞行剖面的预测；（3）新机发动机设计任务循环的编制等三大步骤。提出的方法具有一定的通用性，可以推广到其它类型的发动机设计载荷谱研究。

摘要：提出了基于飞机的设计飞行任务剖面、飞行力学及发动机原理的发动机飞行载荷的预测方法，即首先将飞机的设计飞行任务剖面通过飞行力学的基本原理转化为发动机的推力（或油门）剖面，然后通过发动机性能计算获得发动机的其它工作状态参数，从而获得发动机的飞行载荷谱。最后以某发动机为例。

摘要：提出含冲击、孔排及尾缘劈缝气膜、扰流柱复合冷却方式的燃气涡轮导向叶片多学科设计优化的一种方法.介绍了研究对象的结构特点、换热系数计算方法并给出了部分计算公式.建立了一种一类冷却导向叶片的多学科设计优化模型,以某燃气涡轮导向叶片为例,进行了多学科设计优化,获得了较好的效果.

摘要：利用高精度通用单胞模型(HFGMC)建立了材料的宏观力学性能与细观拓扑结构之间的关系,采用遗传算法进行细观结构优化设计。以材料的极限剪切模量或体积模量为优化目标,从随机的细观结构出发,对实体材料体积分数进行约束,采用遗传算法进行优化,获得了满足设计要求的细观拓扑结构。利用细观结构的对称性减小了设计变量的规模,并对遗传算法的交叉过程进行了改进,有效提高了优化效率。以单相材料为例,验证了所提优化方法的有效性。