典型电子封装结构的疲劳分析

针对电子封装设备随机振动问题和功率发热问题,以板级陶瓷柱状阵列(CCGA,Ceramic Column Grid Array)封装组件为研究对象,根据随机振动理论和热分析基本理论,分别采用MSC.Fatigue和ANSYS有限元软件,分析了该模型在随机载荷、热和对流载荷作用下的应力应变情况,并在此基础上根据损伤理论得到了焊点的疲劳寿命大小及分布。     

航空发动机整机振动半实物建模方法研究

为了研究一种快速准确地分析航空发动机整机振动的建模方法,采用试验与仿真结合,在转子模型中综合机匣-支承试验数据的半实物建模方法,对整机振动半实物建模原理,机匣-支承传递函数测试、结构综合建模等问题进行了研究,运用航空发动机转子试验器对半实物建模方法进行验证。建立试验器整机及半实物仿真模型,计算机匣振动响应;拆装转子试验器,测试机匣-支承连接位置频率响应函数,综合转子有限元模型,建立基于试验数据的试验器半实物模型,计算整机频率响应函数。结果表明,半实物建模方法能够在保证计算精度的前提下缩减90%以上的计算时间,运用半实物模型能够准确地获得整机频率响应函数,固有频率计算误差在2%以内。     

随机振动响应下的组件结构布局优化设计

 从工程应用需求出发,研究了随机振动载荷作用下的组件结构布局优化问题。提出采用有限包络圆族描述组件外形轮廓的近似方法,有效解决了设计过程中预防组件干涉的问题;建立了随机振动响应分析有限元模型,并对模型进行了实验验证与结果分析。在此基础上,以随机振动载荷下特定点自由度响应均方根（RMS）值之和最小为目标函数建立了组件布局通用优化设计模型,研究了单一组件与4组件问题的布局优化问题,并分别采用梯度优化算法和遗传算法进行优化求解比较研究。结果表明,所提出的设计方法能够有效地实现随机振动响应下的组件结构布局优化设计,两种优化算法均能显著降低结构关键部位的动力学响应。     

航空发动机整机静子建模与刚度验证

基于建立航空发动机整机状态的结构动力学分析有限元模型要求,对应用于静子机匣的不同有限元网格模型进行了对比分析,并将其组装成整机模型,进行了各支点的静柔度计算和对比试验。结果表明:对静子建模可分为主承力和其他机匣部件分别进行。承力机匣采用实体单元模型,有效模拟其刚度特性;传力机匣采用壳单元模型,在保证计算精度的前提下减小计算规模。通过对整机静子模型状态下轴承座静柔度计算与试验结果的对比,验证了整机静子模型刚度分布的有效性,经过质量修正后可以为整机状态结构动力学分析提供模型。     

某机载电子设备结构随机振动分析

针对某安装有减振器的机载电子设备结构进行了随机振动分析。讨论了减振器的仿真方法,利用CAD软件建立了电子设备三维模型,导入Patran中进行几何处理并划分网格,设置边界条件,并采用Nastran软件进行有限元求解,得到结构在机载振动环境下的应力与加速度功率谱密度响应。仿真结果和实测结果比较吻合,可用于进行带减震器结构形式的仿真分析。     

带减振器的光纤陀螺惯导系统有限元仿真建模方法

以某光纤陀螺捷联惯导系统的IMU单元为研究对象,利用有限元分析软件包Patran/Nastran建立了含减振器的IMU系统有限元模型。重点介绍了有限元模型中减振器的等效处理方法,比较了模型的随机振动响应计算结果和样机振动试验的实测结果,两者的误差在3.2%以内,证明了有限元建模过程中所使用的减振器等效处理方法的合理性。     

热流环境下薄壁结构随机振动响应计算与疲劳分析

针对高速热流环境下薄壁结构随机振动应力响应变化规律与疲劳失效问题,进行了数值仿真计算与高温随机振动试验。通过对比仿真计算结果与试验结果发现模态误差小于28%,应力响应误差小于4%。结构疲劳失效时间误差小于3 430 s,验证了此仿真方法的可用性与准确性。使用该数值仿真方法,基于耦合的FEM/BEM（有限元/边界元）理论,通过Fluent软件模拟高速热流环境,实现了高速热流环境下薄壁结构随机振动应力响应的计算。获取了薄壁结构在不同振动量级与热流环境影响下动力学响应与疲劳失效时间。分析不同环境温度各流速下结构热随机振动应力响应及疲劳失效时间变化规律,并阐述造成这种变化的原因。完成的工作可对高速热流环境下薄壁结构热随机振动疲劳失效时间预估提供参考依据。     

含复杂滚动轴承建模的航空发动机整机振动耦合动力学模型

在航空发动机整机振动模型中对滚动轴承进行了详细建模。建立了5自由度（DOF）球轴承动力学模型，推导了在5自由度复杂变形下的轴承力和力矩表达式；针对圆柱滚子轴承，利用“切片法”，推导了考虑轴承径向变形、圆柱转子凸度、轴承间隙以及轴承倾斜引起的角向变形等复杂因素作用下的圆柱滚子轴承的作用力；将复杂的球轴承模型和滚子轴承模型与6自由度的转子和机匣有限元梁模型结合，建立了含复杂滚动轴承建模的航空发动机整机振动模型，并利用数值积分方法进行了动力学方程求解。利用带机匣的转子试验器进行了方法验证，与试验结果对比表明，仿真计算的整机振动前3阶固有频率误差在5%以内，对应振型完全相似。      

星敏感器主反射镜组件的设计与分析

对星敏感器主反射镜组件利用有限元分析软件MSC.Patran建立了有限元模型,用MSC.Nastran对其进行模态分析及正弦振动分析,并进行了随机振动响应分析。通过对该结构在正弦激励下的加速度、速度、位移响应,以及随机振动结果的分析,验证该主反射镜组件设计是否合理,并最后给出了组件结构的改进建议。     

多自由度大型装配工艺装备虚拟建模与仿真

多自由度大型装配工艺装备的结构和驱动形式复杂.通过分解大型工装的自由度,引入运动构件层次结构对工装进行多自由度抽象建模,提出一种节点单元结构构建虚拟环境下的工装模型,并建立了适用于多自由度工装建模的模板;基于多自由度工装模型,通过实时交互指定虚拟环境中工装与装配对象的关系,实现工装和装配对象的组合运动仿真;开发了用于多...     

随机振动响应方差的直接算法

将动力学方程经过系统扩阶和模态变换构成李雅普诺夫方程,可直接求得大型有限元结构的平稳随机振动响应方差.用等效线性化方法处理杜芬系统后,求解李雅普诺夫方程可以得到一套高效高精度求解杜芬系统随机振动响应方差的方法.仿真对误差进行了估计,结果验证了方法的高效和精确性.      

第二类拉格朗日方程建模在自动武器上的应用

以高等动力学理论为基础,采用第二类拉格朗日方程建模方法,推导出典型二自由度机构运动微分方程,给出用该方法推导的某航空机关炮二自由度运动微分方程,并对模拟结果进行了分析。     

基于MSC.Fatigue的电子设备随机振动疲劳分析

针对机载电子设备随机振动问题,研究利用数字仿真技术预测结构随机振动疲劳寿命的方法.以某机载电子设备结构为研究对象,根据随机振动理论和有限单元法,采用MSC.Fatigue软件进行随机振动疲劳分析,计算疲劳寿命大小及分布.通过把计算结果与试验结果进行对比,证明利用随机振动疲劳分析方法预测此类产品的疲劳寿命是可行的.     

考虑支承约束的航空发动机复杂转子振动特性

针对航空发动机转子复杂的结构特征及支承动力学设计问题,基于有限元(FE)、分段线性拟合和自由度(DOF)降维法,采用主子单元对复杂转子进行合理地等效,构建了航空发动机等复杂转子-支承系统的动力学模型,并对模型的有效性进行了试验验证。从转子固有特性、应变能分布、支承传递力和振动响应等方面对支承刚度进行了设计,并开展了弹性支承并联挤压油膜阻尼器(SFD)非线性减振效率分析。结果表明：动力学模型能较好地反映复杂转子的动力学特性,支承刚度合适取值范围为1.5×10⁴～2.8×10⁴ N/mm,弹性支承并联SFD设计减振和降支承力效果显著,满足临界转速设计准则、应变能约束条件和变形要求,该研究为航空发动机支承刚度和SFD并联设计提供了定量的参考依据,具有重要的工程应用价值。     

薄壁板结构随机声激励振动响应计算与分析

针对航空发动机压气机转子叶片结构声振动问题,建立了薄壁板有限元简化模型,基于耦合有限元/边界元法对薄壁板在行波加载下随机声激励振动响应进行了仿真计算,得到了在不同声压级下的应力响应结果.改变声载荷激励方向,分别对薄壁板施加单音噪声激励和宽频随机噪声激励,通过仿真计算得到了不同角度随机声激励下薄壁板振动响应频响曲线.对比分析发现,薄壁板模态振型与噪声加载方向是引起薄壁板共振的重要因素.     

结构动特性分析的超单元法

提出一种超单元法,将一个细化的静力学有限元模型转化为反映整体性能的动力学有限元模型。这里定义的超单元具有子结构和协调有限元双重特性。生成了刚性超结点和弹性超结点,以及3刚性超结点和4刚性超结点超单元,从而为构造超单元模型奠定了基础,实现了建模的一致性。算例表明本文提出的超单元法是对动力学有限元模型的精确描述,算法的计算效率高,工程适用性好。     

压气机中叶片轮盘耦合结构振动分析

在建立了叶片与轮盘三维装配模型的基础上, 考虑了由于装配产生的接触应力与叶片轮盘之间的耦合作用后, 建立了叶片-轮盘装配耦合的振动特性计算的有限元模型.并采用ANSYS软件, 使用循环分析方法对某叶片轮盘耦合结构的振动特性进行了计算分析.通过模态实验校验的手段证明用这种方法进行榫接装配系统动力学分析是可行的.      

Aeroelastic analysis and structural parametric design of composite rotor blade

Based on FEM theory, a method of dynamic analysis for hingeless rotors considering anisotropic composite materials is established. A parametric modeling method of composite blade with typical profile and high simulation degree for design is proposed. Through the finite element method, the profile characteristics of rotor blade can be obtained efficiently and accurately, and the synchronization of parametric design and finite element analysis of structural characteristics can be realized. Then a 23-degrees of freedom non-linear beam element is used to simulate the extended one-dimensional beam, thereby a non-linear differential equation describing the elastic motion of the rotor is established. To obtain the cross-sectional target characteristics of the blades, an inverse design method is proposed for cross-section components based on combinatorial optimization algorithm. The calculation and validation work show that the proposed model can effectively analyze the aeroelastic characteristics of general composite rotors. Further, the influence of cross-sectional parameters on the aeroelastic stability and hub loads of hingeless rotor is analyzed and some remarkable conclusions are obtained.