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航空发动机涡轮盘固有模态分析 总被引:2,自引:0,他引:2
在动力分析中固有模态是非常重要的。固有模态分析的结果是多种动态行为的判据,也是进一步进行结构动力学分析的基础数据:应用ANSYS和振动实验两种方法,并以航空发动机的某级涡轮盘和损伤模型为例,进行涡轮盘约束情况下的固有模态计算,给出了两种方法的前3阶固有频率和振型。在对其进行分析后,得出ANSYS方法算出的结果与振动实验得出的结果基本相同,提出用ANSYS的结果代替振动实验结果,用以进行航空发动机零部件的仿真、损伤检测和优化设计等,解决工程中遇到的实际问题。 相似文献
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复合材料在静态和动态载荷作用下的损伤形式是十分复杂的,精确的模型能更深刻地揭示复合材料的损伤机理。以Hahn和Tsai提出的单向损伤模型为基础建立了刚度递降关系,运用上述刚度递降关系给出了一个疲劳寿命算例,计算数据与试验结果较为吻合,相对误差分别为7.72%和8.79%。结果表明:材料在循环加载作用下的损伤过程大体上可以分为两个阶段;通过保留泰勒级数展开二次项,能准确模拟出材料的“突然死亡”行为。 相似文献
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主要建立了全机和支柱式起落架缓冲支柱的数值模型,并进行了着陆和滑跑仿真计算。建模主要考虑了缓冲支柱的初始压力、初始容积、油孔面积、活塞面积、缓冲支柱行程等参数。同时给出了飞机在对称着陆和滑跑时的运动学公式,推导了缓冲支柱和轮胎垂直力的计算公式。建立了数值模型并进行着陆和不同跑道的滑跑仿真计算,这对飞机设计和指导起落架试验具有一定工程实用价值。 相似文献
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为了研究含紧固件复合材料层合板在雷击电流作用下的烧蚀损伤规律,基于热电耦合建立含紧固件层合板的雷击有限元分析模型,并对雷击烧蚀损伤结果进行分析,与参考结果对比验证模型的合理性,并分析得到含紧固件层合板在不同峰值电流、紧固件尺寸、层合板宽度比条件下的烧蚀损伤结果,总结不同因素影响下烧蚀损伤面积的变化规律。结果表明:雷击峰值电流、紧固件的尺寸、层合板的宽度对含紧固件层合板烧蚀损伤面积具有极大的影响,相同的雷击电流波形,峰值150 kA雷击电流导致的烧蚀损伤面积是峰值50 kA的15.39倍;紧固件越小,烧蚀损伤面积越大,分层损伤面积越大,其中,当紧固件直径减小至1/2时,烧蚀损伤面积最大可增加4.97倍,分层损伤面积最大可增加1.91倍;层合板损伤面积随宽度的增加先增大后减小,最后趋于平稳,其中最大损伤面积与最小损伤面积的比值可达1.81倍,且比值随着紧固件直径的增加而增大。 相似文献
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提出了一种适用于复杂部件的非参数估计方法,采用Kaplan-Meier和Nelson-Aalen估计得出部件在不同时间点的可靠度和失效率,进而计算部件的期望寿命和可靠度的置信区间.最后,通过对计算结果的分析,求出部件进行拆修或报废的时限.经实例验证,该方法在实际应用中是有效的. 相似文献
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