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分析了航空结构的螺栓连接受力并推导了螺栓载荷、螺栓刚度、被连接件刚度等计算公式,分析了螺栓载荷在结构加载过程中的变化规律,讨论了螺栓预紧力对连接结构疲劳寿命的影响,给出了螺栓预紧力的参考取值及其范围,可供结构强度工程设计人员参考使用。 相似文献
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机匣法兰螺栓连接建模和密封性能分析 总被引:1,自引:0,他引:1
由于燃烧室机匣法兰螺栓连接处存在漏油问题,影响发动机的使用寿命和工作性能,还会污染环境、浪费油料。基于悬臂梁挠度变形理论,采用解析法推导螺栓连接结构挠度变形方程,建立优化连接结构密封设计的方法;在 ANSYS 中建立机匣螺栓连接精细有限元模型,计算法兰结合面在不同载荷形式下的轴向间隙分布;采用加强连接密封性的实施方案,通过数值模拟分析不同厚度密封圈的封严效果。结果表明:本文推导的方程能计算出法兰连接结构受载变形量,适用于连接结构密封优化,采用的方案能够解决实际工程应用中机匣法兰螺栓连接处漏油问题。 相似文献
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陈飞宇李小强董红瑞平宇李东升 《航空制造技术》2018,(20):63-68
螺栓止口连接是航空发动机中常见的连接形式,在现有工艺技术条件下,螺栓预紧力往往存在较大分散性,加剧了航空发动机力学性能的波动。利用ANSYS Workbench有限元软件对不同预紧力分散度条件下的螺栓止口连接结合面Von Mises等效应力分布及组件刚度进行了仿真计算。按照工程经验设置了5组预紧力分散度值,并针对每组分散度随机生成一组对应的螺栓预紧力数值,实现对工程实际中预紧力分散度情况的模拟。然后分析了结合面的应力分布情况,通过对组件分别施加轴向载荷、径向载荷和扭转载荷,获得了组件轴向刚度、径向刚度、扭转刚度变化曲线,最终得到预紧力分散度对螺栓止口连接组件刚度的影响规律,为预紧力分散度的控制提供了理论参考依据。 相似文献
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带有安装边螺栓连接结构的机匣包容能力研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究带有安装边螺栓连接结构的机匣对断裂叶片的包容能力,截取环形机匣中的安装边螺栓连接结构,开展有限元仿真和冲击试验。首先,使用LS-DYNA软件建立有限元模型,研究撞击角度、撞击位置、定距套和止口对机匣安装边螺栓连接结构抗冲击能力的影响。仿真结果表明:撞击位置、撞击角度、定距套和止口都对结构的抗冲击能力有显著的影响,当叶片撞击在单侧机匣的安装边位置时结构的抗冲击能力最弱,定距套和合理的止口设计都能够有效提高结构的抗冲击能力。然后,通过机匣安装边螺栓连接结构的抗冲击试验,验证了数值仿真方法的准确性和可靠性,为数值仿真结论的有效性提供了依据。最后,通过数值仿真分析了螺栓断裂过程,并结合试验分析揭示了螺栓发生剪切断裂和拉伸断裂的原因。 相似文献
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采用有限元技术.应用ANSYS10.0建立计算模型,施加边界条件并进行求解,得到螺栓应力分布和位移情况。该计算方法充分考虑了螺栓与玻璃、弧框与螺栓,弧框与玻璃的接触以及螺栓预紧,真实地模拟了该问题.从而为优化螺栓间距和尺寸奠定了基础。 相似文献
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为了提高航空发动机机匣螺栓连接结构动力学模型修正效率,基于模态置信准则(MAC),提出了一种基于实体振型的
动力学参数简化模型修正技术,采用该技术对发动机机匣典型螺栓连接结构有限元参数模型进行了修正。通过模态测试获得实
际机匣的模态信息,并与有限元实体模型模态进行比较,利用实体模型模态信息筛选修正参数,采用参数化响应面优化方法对机
匣动力学简化模型进行修正。结果表明:基于实体振型的动力学参数简化模型修正技术可以避免对模型进行多次调用,提高了简
化模型修正效率;具有较高的修正精度,修正后的典型螺栓连接结构简化模型准确性明显提高约11%。该修正技术进一步完善后
可用于航空发动机整机动力学分析、故障分析等。 相似文献
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机匣连接的螺栓预紧力大小对其动力学特性影响较大。为更准确反映其接触刚度随预紧力的变化情况,采用分区域薄层单元方法代替螺栓连接部分,并基于螺栓连接超模型刚度理论、赫兹接触理论以及M-B分形模型,推导出不同螺栓预紧力下分区域薄层单元的弹性模量,模拟机匣连接部分的轴向接触刚度,给出螺栓连接机匣简化建模方法。并以1个螺栓连接试验机匣为例,对比在不同螺栓预紧力下机匣仿真频率与模态试验频率,最大误差仅为2.83%。结果表明:分区域薄层单元建模方法能够有效地对不同预紧力下的螺栓连接机匣进行简化建模。 相似文献
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预紧力对层合板螺栓连接强度的影响研究 总被引:1,自引:0,他引:1
预紧力的大小对连接件的连接强度具有较大的影响。在ABAQUS软件环境下建立层合板螺栓连接结构的三维有限元模型,引入改进的Hashin三维失效判据,并提出了一种新的结构刚度分区退化模型,分别计算了预紧力存在的条件下凸头螺栓和沉头螺栓连接情况下单搭接层合板的失效情况。计算结果与试验结果的对比表明:采用这种刚度退化模型的计算结果较为精确;预紧力对凸头螺栓连接和沉头螺栓连接的失效情况影响不同,合适的预紧力可以提高层合板的极限强度,过大的预紧力不利于结构的承载。 相似文献
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为保障飞行安全,航空发动机机匣需具有足够的抗冲击能力以包容高速旋转状态下丢失的叶片。针对某型涡扇发动机对开式风扇机匣包容性评估需求,提出了1种结合真实机匣打靶试验和有限元分析评估机匣包容能力的方法。通过使用真实机匣和真实叶片进行打靶试验获得风扇机匣的冲击损伤情况,并基于ANSYS/LS-DYNA进行了瞬态动力学有限元分析。结果表明:采用Johnson-Cook模型预测的机匣伤形状、尺寸以及叶片残余速度均与试验结果接近,验证了数值分析方法的准确性。采用验证过的数值分析方法开展旋转状态下机匣的包容性评估,发现由于撞击姿态差异和失效模式转变,风扇机匣可以包容以100%工作转速飞出的叶片,但机匣出现长裂纹,接近临界包容状态。所提出的方法可以在不具备部件包容试验条件的情况下,以较方便的形式对机匣包容能力可靠评估。 相似文献
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