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针对某型发动机空气导管实际使用过程中出现的裂纹故障,利用有限元建模和分析方法,对该型空气导管进行了静强度分析,分别计算了空气导管在离心载荷、扭矩、温度场以及综合作用下的应力场,结果表明导管静强度满足设计要求,裂纹产生的主要原因是焊接残余应力未得到有效消除。 相似文献
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在分析某大型客机环境控制系统的配平子系统的基础上,基于有限元软件Patran和Nastran建立了配平系统的空气导管有限元分析模型,选用Lanczos算法,对管系进行动力学模态分析,获得了系统前五阶的频率和振型.同时,考察了气体热力学参数和球形接头作动力学参数对空气导管动力学模态特性的影响.结果表明:从频率上看,配平系统Part1在45Hz以下谐振模态分布密集.从振型上看,球形接头和滑动接头处的振型变化幅度较大;从动力学特性的影响因素来看,配平系统空气导管管系的固有频率随管内温度的增加而递减,随管内压力的增加而增加;球形接头起动力矩和刚度增大会增加各阶的固有频率.研究工作对于我国大型客机空气导管系统的可靠性设计具有参考价值. 相似文献
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针对飞机在外场使用过程中燃油系统导管连接快卸卡箍条带发生断裂导致安全事故的问题,对卡箍条带在不同工况下不同位置的应力分布进行对比分析和研究,为后续卡箍产品标准修订时条带的结构参数设计和工艺改进提供参考依据. 相似文献
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针对某型飞机进行二元推力矢量改装时,出现的发动机出口气流转换问题,设计了喷管导流管,将导流管气流截面由圆形过渡到长方形。利用有限元软件PATRAN对导流管进行了应力分析和变形分析,得出导流管的应力分布场和位移场,通过对不同厚度的导流管的分析计算,得出导流管最大应力和最大位移随管壁厚度变化曲线,从而确定最佳的管壁厚度。最后对导流管的结构进行了优化设计,得到较为理想的结构。 相似文献
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34CrNiM06钢复合喷丸强化的有限元模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究复合喷丸的工艺效果,利用ABAQUS有限元仿真软件进行模拟分析,建立了34CrNiMo6钢随机多弹丸的周期性三维有限元模型.首先对所提出的周期性有限元模型进行周期性验证和试验验证,然后利用周期性有限元模型对复合喷丸的强化效果、不同喷丸强度对残余应力场的影响进行分析.结果表明:该周期性三维有限元模型可有效模拟喷丸强化效果;复合喷丸强化使34CrNiMo6钢表面产生的残余应力和最大残余应力均高于单一喷丸产生的,且表面残余应力分布更加均匀,但最大残余应力所处深度不变;复合喷丸可得到更小的表面粗糙度. 相似文献
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三维裂纹应力强度因子的有限元计算分析 总被引:8,自引:0,他引:8
在大型有限元工程软件ANSYS中,对于裂纹应力强度因子的二维计算已经有了比较完善的方法[1]. 但在对三维裂纹的应力强度因子求解问题上目前所采用的方法主要是靠人工手动地生成节点,然后再生成单元和结构.这种方法工作量大,不利于结构程序化,特别是对复杂结构更为难以实现.本文利用三维实体建立计算模型,对模型进行独特的局部网格划分,以孔边角裂纹为例阐述了在ANSYS中, 三维裂纹应力强度因子计算分析的简捷方法.并将计算结果和现有理论结果进行对比分析,其计算精确程度完全满足工程要求[2]. 相似文献
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为构建三维应力状态复材结构疲劳寿命模型,提出由刚性元和弹簧元来模拟层间作用,结合二维板元构建三维有限元模型。借助典型应力比下的疲劳试验结果和损伤模型,结合等寿命曲线转化理论,发展一种任意应力比下的疲劳寿命分析方法。引入复合累积损伤建立多轴循环应力下的疲劳寿命模型。借助应力分析、静强度和疲劳累积损伤失效分析及材料性能退化模型,模拟面内和层间损伤产生、发展直至整体破坏过程,得到疲劳寿命。通过层合板疲劳寿命预测值和试验结果对比,验证所建模型的正确性。考虑设计变量空间复杂性,采用二级优化方法:系统级布局优化和子系统级尺寸优化。采用自适应遗传算法,以质量最小为目标函数,以疲劳寿命要求为约束条件,对复材舱体进行优化。建立基于多轴应力疲劳寿命的复材结构优化框架,为复材结构优化设计提供参考。 相似文献
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丁磊 《中国民航学院学报》2007,25(1):36-41
对比分析了波音大型飞机B767和小型飞机B737马赫配平系统的工作原理,系统阐述了B737飞机马赫配平系统巧妙的设计构造、航线维护及波音MMEL(主最低设备放行清单)放行要求。 相似文献
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基于超静定配平的机动载荷控制风洞试验 总被引:1,自引:1,他引:0
介绍了俯仰机动载荷减缓(MLA)在某运输类飞机缩比风洞试验模型上的应用,旨在通过风洞试验研究一种基于超静定配平原理的机动载荷控制方法。首先,对模型飞机纵向超静定配平方法进行了研究并从理论上揭示通过其减缓机动载荷的基本原理;然后,依据超静定配平原理设计了MLA控制律,通过反馈模型飞机等效过载驱动副翼偏转减小机翼载荷,同时偏转升降舵来保持飞机的俯仰机动性能;最后,依次实施了超静定配平试验,气动伺服弹性稳定性试验以及机动载荷减缓试验,分别用以确定MLA控制律参数,检查控制系统稳定性以及获取俯仰机动时的系统响应。试验结果表明:在MLA控制律作用下,机翼根部弯矩增量比MLA控制律关闭时减小了10%以上,而模型飞机的俯仰机动性能基本保持不变;MLA控制律的加入使控制增稳系统稳定性略有下降;通过超静定配平试验确定MLA控制参数的方法有效提升了MLA控制律设计可靠性,使翼根弯矩减缓量接近目标值。研究工作为运输类飞机的机动载荷控制设计与试验提供了一种可行途径。 相似文献
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共轴刚性旋翼直升机上下旋翼间距小,旋翼间气动干扰较为复杂,影响飞行动力学特性。针对这一问题,利用涡环单元动态尾迹方法构建了共轴旋翼气动力模型,通过与风洞试验结果比对说明该模型能够准确地计算存在气动干扰时共轴旋翼的气动力特性。以该共轴旋翼气动力模型为基础,建立了共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,并以XH-59A直升机为研究对象,计算了前进比为0~0.4时的配平特性。通过与飞行试验数据的比对发现:该飞行动力学模型与飞行试验结果比对良好;且模型计算速度较快。通过对配平结果以及旋翼尾迹运动的分析发现:共轴刚性旋翼直升机旋翼间气动干扰会增加悬停和低速前飞时的配平总距和总距差动;低速前飞时的纵向周期变距负梯度现象是由于旋翼间气动干扰与刚性旋翼挥舞运动特性叠加而造成的。 相似文献
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为了分析亚轨道飞行器发动机故障下配平能力,将配平能力问题转换为线性等式/不等式混合方程组相容性判定问题。提出了将基于顶点投影法的相容性判定方法用于配平能力分析,验证了方法的准确性与计算效率。在故障下配平能力分析的总体框架下,分别对不同故障模式下故障发生时刻、整个空域配平能力进行分析,给出了配平能力不足时的应急策略。仿真结果表明,该方法能够快速地计算故障下不可配平区域、分析配平能力对可飞区域的影响,对故障后任务中止策略、任务中止轨迹优化等研究具有重要的参考价值。 相似文献
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对空气导管内外温度分布进行了研究,建立具体的换热模型并采用两种方法进行了计算,同时还分析了导管布置对空气传热和流动特性的影响。 相似文献
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亚声速翼身融合无人机概念外形参数优化 总被引:3,自引:0,他引:3
为了兼顾翼身融合(BWB)布局无人机(UAV)的气动、隐身和结构重量要求,应用优化方法研究了某亚声速翼身融合无人机概念方案的外形设计问题。外形优化设计流程包括全机参数化几何外形模型、气动分析、机翼根部弯矩计算、雷达散射截面(RCS)分析、代理模型的建立和外形参数优化计算。选择了三种不同优化目标研究翼身融合无人机外形优化问题:①未配平状态升阻比最大;②配平状态升阻比最大;③配平状态升阻比尽量大和机翼弯矩尽量小。通过优化结果的对比分析,揭示了配平约束和机翼弯矩目标对优化设计结果的影响。研究结果表明:计入配平约束能够有效提高配平升阻比;将配平状态升阻比尽量大和机翼根部弯矩尽量小作为优化目标能够获得合理的优化外形。 相似文献
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分析了体—壳过渡元中产生“虚假应力”现象的根本原因,给出了两种改进方法。方案一是在采用体元应力应变模型的基础上提出了一种单元内位移、应变及应力的直接修改方法;方案二是将采用壳体应变应力状态的三维体—壳过渡元推广到轴对称,给出了具体公式。通过几个算例将上述两种方法与改进前方法进行了比较,结果表明本文提出的两种方案均大大改善了轴对称问题体壳过渡元的“虚假应力”现象,相比之下,前者公式简单,更易于实现。 相似文献
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