摘要：考虑到配流副在高压条件下的弹性变形量已与油膜厚度同一量级,该文应用弹性流体动力润滑理论,建立了弹性变形条件下配流副的润滑数学模型,采用有限差分法求解了模型的控制方程,进行了弹性变形对配流副润滑特性的影响分析。结果表明,在油膜厚度较小时,配流副的弹性变形使平均油膜厚度相比增大了14.48%,但最大油膜压力却减小了18.60%,且配流副的油膜承载力和泄漏量明显增大,而摩擦转矩明显减小;但油膜厚度大于15?m时,可以忽略弹性变形对配流副润滑特性的影响。研究为高压化轴向柱塞泵配流副的设计与研究打下了基础。

摘要：设计加工具有相同几何外形的刚性飞艇模型和可变内压的柔性飞艇模型,并进行了低速风洞实验。研究了内压变化对柔性模型阻力和俯仰力矩特性的影响,比较了柔性模型和刚性模型气动特性的差异。实验结果表明,随着内压的增加柔性模型的阻力呈下降趋势;对于具有相同几何外形的柔性和刚性模型,柔性模型的阻力明显大于刚性模型;刚性模型的尾翼对俯仰力矩的影响较大。

摘要：为揭示活塞弹性变形对活塞二阶运动及裙部润滑特性的影响规律,基于有限元法建立活塞和缸套的结构动力学模型,耦合活塞二阶运动方程及裙部流体动力润滑模型,分析活塞弹性对活塞二阶运动和裙部润滑特性的影响。结果表明:不同曲轴转角下活塞主、次推力面的变形不同,做功行程中变形明显,而且最大变形量出现的区域随曲轴转角的变化而改变;考虑活塞弹性变形后,活塞二阶运动一般比不考虑活塞弹性变形有所增加,在压缩和做功行程中增加明显;活塞裙部的最小油膜厚度增加,而总摩擦功耗降低,做功行程中两者变化明显;油膜压力场峰值出现位置及油膜压力分布规律改变,油膜压力场峰值减小。该研究为活塞裙部型线设计及配缸间隙选择提供参考。

摘要：为了提高承载能力,本文将波纹结构引入到船舶水润滑尾轴承中,建立了水润滑波纹轴承流固耦合模型,给出了有限差分法和有限元法相结合的润滑模型求解方法,仿真分析了不同波纹个数、幅值比对轴承承载和润滑性能的影响规律,给出了波纹参数优化建议。研究结果表明:不同于轻载波纹轴承,重载(高偏心率)水润滑波纹轴承静态特性取决于波纹个数与幅值比的共同作用;在波纹优化下出现弹性变形后,波纹轴承的波峰上升区域会对轴承产生变形补偿,从而使轴承产生更优的润滑性能;相反地,波纹轴承波谷的下降区域会对轴承动压润滑产生消极作用。针对本文算例水润滑尾轴承,偏心率在0.8时其最优化选择的波纹个数为6,幅值比为0.12。

摘要：主要针对重载齿轮传动系统中的渐开线斜齿圆柱齿轮的弹性变形，采用大型集成化设计工程分析软件系统Ｉ－ＤＥＡＳ，建立轮齿的三维实体有限元计算模型，确定边界条件后，对其６个不同接触位置分别进行了受载弹性变形的有限元精确分析计算，并给出了部分计算结果。

摘要：固体的弹性变形模拟作为计算机物理动画领域的重要内容,如何在保证模拟真实感的同时尽可能地提高计算效率以满足交互应用,一直是其研究难点.为此,提出一种多精度混合弹性变形模型来高效地模拟固体的弹性变形及其交互.该模型通过对物体计算空间进行物理和几何区域的用户自定义比例划分,并混合处理交界面处计算结点,实现2种变形区域的稳定耦合;利用虚拟顶点算法对物理变形区域进行稳定和光滑的虚拟切割模拟;提出自适应边界粒子采样的固流耦合算法模拟固流交互.实验结果表明,文中模型通过调整2种区域计算结点的比例,控制和调整弹性变形模拟的效率和精度,可以满足虚实交互和固流交互模拟中稳定和高效的性能需求.

摘要：研究了弹性变形的计算特点 ,并在简单回顾卷积算法的基础上给出了一种利用快速傅立叶变换 (FFT)和离散圆卷积计算弹性变形的方法 .计算表明 ,通过对压力信号和影响系数 -响应函数 (Green函数 )进行简单的预处理 ,可以获得准确的弹性变形 ,其计算精度和多层网格积分法相当 ,而计算速度则是多层网格积分法的 3倍左右 ,是一种准确。

摘要：针对弹性变形对前掠翼气动特性的影响,基于改进的CFD/CSD松耦合静气动弹性数值计算方法,在高亚声速条件下,对前掠角χ=10°,20°,30°的前掠翼纵向气动特性和副翼操纵效率进行了计算和分析。结果表明,迎角较小时,弹性翼的升力、升阻比和俯仰力矩较刚性翼大,大迎角时恰恰相反;随着前掠角的增加,机翼的弯扭变形和气动参数变化的程度愈加剧烈;在最大升阻比、迎角α=4°、副翼偏转角δ=20°时,弹性翼的副翼操纵效率略大于刚性翼。该研究可为前掠翼布局的设计提供借鉴。

摘要：与常规飞机相比,电动飞机在气动布局方面采用了更大的展弦比,在气动力作用下弹性变形更加明显。针对双座电动飞机风洞试验模型,采用计算流体力学/计算固体力学(computational fluid dynamics/computational structural dynamics,CFD/CSD)流固耦合方法分别计算了机翼有无弹性变形的气动力特性,并与面元法和风洞试验结果进行比较。结果表明,受弹性变形影响后升力系数增加,阻力系数减小,相同升力系数下的升阻比几乎没有变化,弹性变形对俯仰力矩系数影响显著,变形后的纵向静安定裕度显著提高。采用面元法计算气动弹性变形的方法计算高效,升力系数误差在10%以内,能满足工程实际应用;CFD/CSD流固耦合计算与风洞试验结果更接近,升力线斜率较风洞试验低7%;变形后的纵向静安定性随迎角有增大趋势,与风洞试验结果一致;弹性变形对机翼扭矩影响较大。

摘要：气动加热造成的结构温升可能造成飞行器结构失效从而带来安全隐患。准确预测结构温度场在高超声速飞行器热防护系统与结构设计中显得尤为重要。气动热与传热耦合是提高结构温度场预测精度的有效手段,经长期研究与发展,不管是耦合方法研究还是实际工程应用都已开展了大量工作。但这些研究工作均未考虑结构变形对气动加热和结构温度场的影响。而在实际飞行过程中,特别是长时间飞行后,结构变形对结构温度场的影响往往是不能忽略的,对气动力/热环境也都有直接的影响。本文以飞行器静热气动弹性计算方法为基础,对高超声速飞行器机翼模型进行了考虑热气动弹性变形影响的气动热与传热耦合计算,并与不考虑变形对热环境影响情况的计算结果进行了对比分析。结果表明,虽然对于大面积区域变形对气动热/结构温度场的影响较小,但对于热防护结构重点关注且精度要求较高的前缘驻点附近区域计算结果变化明显。由此,也说明了考虑弹性变形对结构温度场预测的重要性。该研究工作为进一步提高飞行器结构温度场预测精度和结构热安全性能评估能力奠定了基础。