大载荷承力支架结构用碳/环氧承力管金属整体接头的结构设计

某大载荷承力支架结构采用碳／环氧管作为主承力构件，利用金属接头把承力管、前端框和后端板连接成整体支架。利用有限元分析软件ANSYS7．0对承力支架结构进行了总体静力分析，并分析了接头的局部受力状态。根据接头的受力状态，结合胶接失效模型设计了整体接头叉形部分长度为50mm，并根据最大弯曲正应力设计了接头的壁厚为3mm，设计表明整体接头许用拉伸强度为250MPa，可满足承力支架的承栽要求。     

下单翼飞机主起落架舱补强结构设计与分析

主起落架舱(以下简称主起舱)位于主起落架所在的机身腹部翼身开口处,该区域连接结构复杂,是飞机外部载荷、应力集中、疲劳问题最为严重的区域,是机身载荷传递实现平衡的必经区域。主起舱的补强与一般机身开口补强不同,一方面要能够有效缓解开口应力集中,另一方面要参与外翼、主起落架与机身之间的传力以降低周围结构应力。补强结构设计的好坏直接影响翼身传力和主承力结构设计,通过主起舱补强结构进行力学和有限元对比,分析说明下单翼飞机主起舱补强方案。     

CJ828中机身结构设计与分析

依据CJ828宽体客机总体设计参数及机身结构的设计要求,对中机身结构总体布局、加强框、普通框、长桁等主结构进行了初步设计,建立了中机身结构的CATIA三维实体设计图,并利用有限元算法对中机身等直段结构进行静力分析.结果表明,中机身设计的结构强度和刚度都满足设计要求.     

气密载荷下机身球面框的强度分析

采用大型有限元分析软件MSC PATRAN/NASTRAN,对某型飞机前机身球面框进行有限元建模;计算了球面框结构在纯气密载荷工况下的最大应力、应变,并对其放射辐条、球形蒙皮等进行了弯矩校核.分析结果表明球面框的设计满足强度和刚度要求,为结构设计提供了参考依据.     

金属机身飞机框间距及截面参数分析

目前,大部分设计参考书目中对于机身隔框间距都是以经验值20 in作为说明,对于框距值的确定原因以及影响因素未作详细的分析。通过以隔框间距参数为设计变量,以机身强度和机身局部稳定性为设计约束,并以机身重量为目标函数对隔框间距值的确定进行研究,给出一种隔框框距值的确定方法,并通过实例计算验证150座级飞机框间距20 in的经验值;同时利用有限元分析(FEA)和试验设计(DOE)方法对飞机普通隔框的截面形式进行结构参数分析,分析隔框各个设计参数对蒙皮应力水平的影响大小,给出150座级飞机隔框截面参数可行域。结果表明:本文分析计算值与一般150座级飞机的隔框间距设计经验值20 in (508 mm)相比,结果吻合很好;采用有限元分析,腹板高度设计为80～95 mm,内缘条宽度和外缘宽度条设计为15 mm;采用DOE分析,隔框外缘条宽度应大于内缘条宽度。     

民用飞机后机身与尾段在球面框处对接研究

民用飞机后机身与尾段的对接往往选择球面框(后压力隔框)位置,球面框是机身气密线的末端,该处的对接设计需要从传力、重量、成本、装配、维修、排水等多方面进行考虑,是民用飞机机体结构设计中非常重要的一个环节。针对民用飞机中后机身与尾段的连接特点,从传力等考虑要素入手,介绍了目前国际上典型机型的成熟方案,并进行方案优缺点分析、比较和总结,为我国民用飞机结构设计提供借鉴。     

机身侧挂点接头结构设计方案分析

介绍了3种机身侧挂架接头的结构设计方案，即盒梁形式、交点框形式以及盒梁和框综合形式。论述了侧挂架接头的6种连接形式，通过分析对比，认为交点框传力形式和机身内锥体斜挂式挂架接头连接方案为最佳设计方案。     

爆炸冲击载荷下机身壁板的动态响应

为了满足“最小风险炸弹位置(LRBL)”的设计要求,有必要针对爆炸冲击载荷下机身壁板的动态响应开展研究。参考典型客机机身结构建立了铝合金机身壁板有限元模型,分析了增压、爆炸冲击位置与药量对机身壁板变形模式与失效行为的影响。研究结果表明,当机身壁板蒙皮未发生失效时,增压对整体变形模式的影响较小。当机身壁板蒙皮发生失效时,增压对整体失效行为的影响剧烈;爆炸冲击不同位置时,冲击长桁及隔框位置造成的开口损伤较小,但是结构产生了更长的裂纹损伤;随着药量的增加,冲击波更快传递到结构,冲击位置获得了更大的变形速度。     

一种轻型直升机复合材料主承力管梁的强度分析与试验验证

根据某型直升机平尾主承力管梁的结构特点和受力特性,研制了一种全复合材料平尾主承力管梁结构。通过理论计算进行可行性分析,并采用MSC.Patran/Nastran建立了管梁有限元分析模型,根据实际载荷及约束条件进行了静强度分析,给出了结构应变与位移结果;同时设计了强度试验方案,对管梁结构进行静强度试验验证。结果表明:全复合材料主承力管梁结构满足强度设计要求,与金属材料相比,减轻了17.6%的结构重量,充分体现了复合材料管梁结构优良的整体性能和承载能力,为复合材料应用于直升机主承力结构提供了依据。     

航空结构复合材料主承力接头研究及其进展

复合材料主承力接头研究, 在国外起于70年代末并取得一定的研究成果。如A-7飞机减速板接头、A-310和A-320[ 1]垂尾的主承力接头等, 这些接头都是层压式结构, 并与主结构融为一体。     

机动行为下飞机油箱晃动流固耦合动力学分析

飞机执行机动飞行时整体处于大过载状态，此时的油箱晃动流固耦合问题较为复杂。针对这一问题，以某型飞机整体油箱为研究对象，建立ABAQUS与Star-CCM+联合仿真流固耦合方法，对飞机半滚倒转机动行为下的油箱晃动流固耦合效应进行分析，得到了半滚倒转过程中燃油的形态变化，流体域压力以及油箱部件的应力时程曲线等结果，并探究了油箱充液率变化对流固耦合效应的影响。结果表明：机动过载对油箱部件应力应变的影响大于燃油晃动冲击，除上蒙皮外部件应力均随着充液率增加而增加。     

A method of determining effective elastic properties of honeycomb cores based on equal strain energy

A computational homogenization technique (CHT) based on the finite element method (FEM) is discussed to predict the effective elastic properties of honeycomb structures. The need of periodic boundary conditions (BCs) is revealed through the analysis for in-plane and out-of-plane shear moduli of models with different cell numbers. After applying periodic BCs on the represen-tative volume element (RVE), comparison between the volume-average stress method and the boundary stress method is performed, and a new method based on the equality of strain energy to obtain all non-zero components of the stiffness tensor is proposed. Results of finite element (FE) analysis show that the volume-average stress and the boundary stress keep a consistency over different cell geometries and forms. The strain energy method obtains values that differ from those of the volume-average method for non-diagonal terms in the stiffness matrix. Analysis has been done on numerical results for thin-wall honeycombs and different geometries of angles between oblique and vertical walls. The inaccuracy of the volume-average method in terms of the strain energy is shown by numerical benchmarks.     

粉末合金(FGH95)蠕变/疲劳交互作用下寿命预测的损伤力学有限元分析

采用基于损伤力学的蠕变—疲劳交互作用下的寿命预测模型,应用损伤等效应力进行三维应力状态下的损伤计算,并考虑了压缩时闭合效应,利用ANSYS的二次开发工具APDL和UPFs开发程序,把基于损伤力学的寿命预测方法与ANSYS的结构分析结合起来,实现了对构件的损伤计算和寿命预测。针对粉末合金材料易含夹杂等初始缺陷的特点,提出了在寿命计算中通过单元初始损伤模拟初始缺陷对寿命影响的处理方法,探讨了考虑初始缺陷条件下的寿命预测,并利用试验对计算结果进行了对比验证。      

并行工程环境下基于约束的叶盘结构建模与分析

在网络工作站的集成化软件平台ＵＧ上,利用复合特征建模技术对复杂零组件的实体造型能力及其特征与ＳＴＥＰ标准定义实体的对应关系,完成了支持并行工程的航空发动机整体叶盘建模系统。针对航发零组件设计跨多学科的特点,建造了约束管理系统,以约束网络和规则库形式协调多功能小组的活动,保证在建模阶段即可避免后续研制中的问题。实现了ＵＧ和分析平台ＰＡＴＲＡＮ的模型传递,并以某型涡扇的整体叶盘为实例,进行了有限元静强度及振动分析。这项工作为并行工程在航发产品中的应用提供了支持工具。     

某发动机空中停车事件的失效分析

对一台发生空中停车的发动机进行了现场分解调查和实验室分析工作。分解发现肇事件是1组低压涡轮4级(LPT4)静子叶片,该叶片组因固定沟槽断裂而向后翘起打断所有LPT4转子叶片,并将低压涡轮部分5级(LPT5)和全部6级(LPT6)叶片打断。宏观和微观观察表明断裂的LPT4静子叶片均属于高周疲劳断裂,疲劳断裂的主要原因是固定沟槽内倒角过小。有限元法分析结果表明叶片倒角过小降低了叶片抵抗振动应力的能力;影像法测量结果表明内倒角不符合厂家的技术要求;金相分析表明内倒角不符合技术要求的原因是该处曾进行过焊修和再加工,属修理不当造成的。     

Analysis of an arbitrarily loaded shell of revolution based on the finite element method in a mixed formulation

The volume finite element in the form of hexahedron with nodal unknowns as components of the displacement vector and stress tensor has been developed to analyze the shells of revolution. The displacement vector components for the inner point of the finite element and the components of its stress tensor are expressed through the nodal unknowns using the method of vector and tensor fields interpolation by the trilinear shape functions; that provides taking into account the finite element displacement as a whole solid. The variational principle in a mixed formulation is applied to form the matrix of hexahedron deformation. The efficiency of the proposed method for approximating the values being sought as vector and tensor fields in comparison with the traditional method for approximating the values being sought as scalar fields is confirmed by a numerical example.     

Effect of blank quenching on shear spinning forming precision of 2219 aluminum alloy complex thin-walled components

The quenching-spinning (Q-S) process, i.e., shear spinning after blank quenching, has been increasingly utilized to form 2219 aluminum alloy complex thin-walled components. However, the changes in material property, shape and stress of the blanks after quenching will affect the spinning forming precision. In this study, the rules and mechanisms of these effects are investigated based on a combined finite element (FE) model including blank quenching and component spinning process. The results indicate that the increase of material strength and the existence of distortion of the quenched blank lead to a notable increase in the non-uniformity of the circumferential compressive stress in the spinning area and the increase of the flange swing height during spinning. These changes result in an increase in the wall thickness and component-mandrel gap of the components. The quenching residual stress has little effect on wall thickness and roundness but can noticeably reduce the component-mandrel gap. This is because that the existence of quenching residual stress of the blank can lead to the decrease of the maximum circumferential compressive stress of the workpiece in spinning and an obvious drop in the maximum compressive stress after reaching the stress peak. Quenching distortion is the main factor affecting the roundness. Moreover, the optimized installation way of the blank for spinning is obtained.     

旋转光滑直通道湍流流动二维热线实验

采用二维热线测量了旋转光滑直通道内不同流向位置上的平均速度和雷诺应力。实验结果表明:较高的当地旋转参数使得旋转对平均速度的影响区域扩大并且导致了前缘面附近湍流流动的再层流化。后缘面附近无量纲主流平均速度型严格按照旋转数顺序依次排列，且在对数律区呈现对数律分布。与此同时，所有无量纲雷诺应力分量在后缘面附近基本不受旋转影响。再层流化导致了前缘面附近无量纲主流平均速度型无法在对数律区维持对数律分布，且所有雷诺应力分量都随着旋转数和流向位置半径增大不断衰减；经过u-v象限分析，再层流化现象的直接原因被归于湍流脉动生成减少。      

用于平板智能复合材料的拟温度载荷法

针对探测和控制裂纹扩展的平板智能复合材料结构特点, 提出和建立了一新的应力分析方法--拟温度载荷法, 并且利用此方法对所设计的几种不同的结构模型进行了理论分析。通过试验证明了该计算方法的正确性, 该计算方法的提出和建立, 为进行控制裂纹扩展的智能材料结构研究和应用奠定了重要的理论分析基础。      

含孔边裂纹有限大单块板的解析变分解法

本文利用复变函数方法导出含孔边双侧直线裂纹有限大板应力与位移的全场表达式,满足所有基本方程式、裂纹表面边界条件与复连通域位移单值条件。应用变分原理满足其余边界条件并求解应力强度因子。变分方程中只有线积分。故本方法计算效率较高。