民机全机有限元计算方法研究

全机有限元内力计算是飞机机体结构强度评定的输入条件,从全机有限元内力计算用载荷、方案、结果检查三方面对全机解方法进行了研究。遵循该思路,分析所得到的内力解可以有效的用于后续工作,供结构强度等专业设计分析使用。     

飞机全机有限元分析数据管理初探

提出了包括有限元模型、有限元计算、有限元结果以及模型参数化操作四个管理模块的有限元计算数据管理平台,对飞机全机有限元计算所有相关数据进行统一管理。在全机有限元内力计算过程中,严格、规范的管理流程不仅可以降低分析中人为疏失的概率,而且可以提高效率,进而提升飞机结构强度设计能力。     

计算机模拟试验在矢量喷管研究中的应用

以UG和MSC／NASTRAN、MSC／PATRAN为软件平台，对中国燃气涡轮研究院提供的轴对称矢量喷管(AVEN)方案的运动机构进行了三维实体建模、运动仿真和有限元强度分析等方面的研究。通过运动学仿真模拟出了喷管的实际运动状态，分析了喷管机构运动的可行性和可控性，并对运动时各构件间的相互关系(如干涉、散度等)及运动极限状态进行了研究，得出了该运动机构的最大矢量角以及作动环偏转角与喷管矢量角之间的关系。同时利用有限元通用分析软件对关键零件进行了有限元强度校核，校核结果表明能满足强度设计的要求。     

轻型无人机复合材料机翼设计分析与验证

基于轻型无人机复合材料的机翼,在选定机翼构件布局、材料和构型,建立机翼结构有限元模型的基础上,计算分析了机翼的静强度、应力分布,并对其进行试验验证。该方法对中小型复合材料无人机结构设计和静强度试验具有一定的参考价值。     

典型复合材料襟翼结构强度设计

提出了典型复合材料襟翼结构设计方案,包括结构形式及铺层设计。在此基础上,采用MSC.PATRAN建立复合材料襟翼有限元模型,利用MSC.NASTRAN进行有限元分析,给出了主要构件的强度计算结果,证明该设计方案合理可行,并满足减重设计要求。     

高超声速飞行器多层次结构强度分析方法

针对高超声速飞行器结构应力损伤问题,采用有限元子模型法对高超声速飞行器结构强度进行分析研究。有限元分析依据模型复杂情况分为3个层次进行:第1层次采用较为稀疏的网格,获得二级子模型边界上各点的位移和力分布;第2层次将二级子模型网格划分细密,并用Fastener单元模拟群钉连接结构,获得较为准确的应力计算结果及钉载分配;第3层次选取钉载最大的部位建立三级子模型,引入渐进损伤子程序对危险部位进行损伤分析。文中采用ABAQUS子模型法,结合Fastener单元及UMAT(User-defined Material Mechanical Behavior)对高超声速飞行器结构强度由整体到局部进行了有限元分析,解决了常规有限元分析法网格多、计算困难等难题。     

考虑表面加工缺陷的轮盘疲劳寿命分析方法

为了将表面加工状态引入零构件概率寿命分析中,提出并建立了考虑表面加工缺陷的轮盘疲劳寿命分析方法。将孔的表面加工缺陷简化为表面裂纹和/或角裂纹,导出裂纹深度密度函数;借助裂纹应力强度因子经验公式及有限元分析,提出轮盘孔边裂纹应力强度因子计算的推广经验公式方法。建立了3种考虑表面缺陷尺度分布时轮盘概率寿命计算方法。以钛合金盘为例,在获得的表面缺陷分布条件下,计算了给定寿命的轮盘疲劳寿命失效概率及故障率。仿真结果表明:采用该方法可以将表面加工缺陷对疲劳寿命的影响引入构件寿命评估体系。     

预置裂纹定向凝固高温合金叶片的断裂特征分析

通过对涡轮叶片用、定向凝固合金材料DZ4紧凑拉伸试样的断裂韧性计算,在有限元程序MSC.MARC下建立了复杂构件应力强度因子的计算模型;结合试验研究,计算了预置裂纹叶片的应力强度因子,分析了发生断裂时的状态,发现叶片的断裂韧性具有较大的分散性,其中一部分明显低于材料的试验值;对工作条件下的故障叶片进行了模拟计算,反映出该叶片在发生断裂时瞬断区偏大而疲劳区偏小的断裂特征。     

有限元计算中的叶片边界条件的选取

使用有限元对结构进行强度和振动分析时,单元类型和单元数量的选取直接影响到计算精度,而边界条件的选取则会影响到计算结果的真实性。从工程意义上讲,边界条件的选取比单元类型和单元数量的选取更重要。 本文对有限元计算时边界条件的选取进行了初步分析和探讨,并以三维有限元为例,给出了叶身、榫头和凸肩(叶冠)处的边界条件,并介绍了叶片强度计算时边界条件的选取方法或原则。     

某飞机腹板构件结构改进及试验验证

针对某型飞机腹板构件较早的发生筋条疲劳破坏,运用仿真分析和试验的手段进行结构改进。首先建立腹板构件有限元模型,对腹板构件应力分布和疲劳寿命进行计算,分析筋条疲劳破坏的原因;其次依据刚度分配原则对结构进行改进,有限元计算结果表明改进设计降低了筋条应力水平,提高了腹板构件的疲劳寿命;最后对原结构试件和改进后结构试件进行疲劳对比试验,试验结果验证了有限元模型的准确性和结构改进的有效性。     

套筒式张线天平的研制

根据民机张线测力试验的特殊要求,研制了一台套筒结构形式的张线天平。详细介绍了该天平在研制中遇到的难点、关键技术的解决措施以及研制的结果。天平元件布置在58mm的外套筒上,内杆直径为44mm,外套筒和内杆通过楔块焊接在一起。法向力、俯仰力矩和滚转力矩为拉压变形,横向力和偏航力矩为＂S＂形变形,轴向力为弯曲变形,元件支撑部分受拉压变形且刚度较强。通过对天平进行有限元分析,在法向力和俯仰力矩作用下,得出的应变结果与实际输出基本吻合。风洞试验结果表明：天平设计合理,天平外套筒、内杆及张线支撑系统刚度好,天平各分量测量精度高。     

机翼内外翼连接件结构抗疲劳细节设计分析

某大展弦比无人机的内外段机翼连接件结构承受幅值变化较大的交变载荷作用,是该无人机结构的关键件,也是疲劳危险部件。通过对机翼结构进行有限元建模分析和相关理论计算,筛选出疲劳危险部位,并针对其承载特点提出抗疲劳改进措施,探索出改善结构疲劳强度的措施和分析方法,有效地增加了该连接结构的疲劳寿命。     

用剩余疲劳损伤强度理论给直升机传动系统定寿的方法

根据直升机传动系统定寿工作的特点,提出了应用剩余疲劳损伤强度理论确定在未知载荷谱下工作的直升机传动系统零部件的可靠疲劳寿命的方法。     

飞机电排斥除冰器件设计与仿真

结冰是飞机飞行中的重大安全隐患.电排斥除冰器利用电磁排斥力除去冻结在飞机表面的积冰,具有低功耗、高效率、对飞机气动性能影响小、安装简易等优点.本文采用ANSYS仿真软件,利用磁矢量位有限元仿真方法,构建了飞机电排斥除冰器单组排斥元件有限元模型,通过对模型进行电磁一结构瞬态耦合,分析了单组元件尺寸及通入电流峰值对元件运动...     

基于ISIGHT/NASTRAN的机翼翼梁的结构优化设计

在满足机翼强度要求的情况下,集成ISIGHT/NASTRAN对机翼翼梁进行结构优化设计。在结构优化中以结构质量为目标,腹板MISES应力、缘条轴向应力以及缘条最大最小BEAM单元应力为约束,重点考虑主传力元件翼梁的腹板厚度和对应缘条的截面尺寸。在给出机翼有限元模型加载时采用自编的PCL语言将气动力等效到附近节点上。优化后两梁的质量为8.207 kg,相比优化前两梁质量10.07 kg减少了18.5%,明显地减少了两梁的耗材,并且优化结果满足强度要求。     

LY12CZ铝合金微动损伤及防护技术

分析了LY12CZ铝合金及其铆接／螺接件微动损伤的微观特征以及4种工艺措施对疲劳强度的影响。试验结果表明：LY12CZ铝合金对微动作用十分敏感,容易引起严重的表面损伤。微动作用使铝合金的疲劳强度急剧下降。铝合金经喷丸强化处理后。可将常规疲劳强度提高。并使材料的疲劳性能不受微动作用的影响。涂层—胶粘—干涉组合是防止铆接件产生微动损伤的有效措施;喷丸—涂层—胶粘—干涉组合是防止螺接件产生微动损伤的有效措施。     

带密布气膜冷却孔的涡轮叶片等效应力分析方法研究

以带气膜冷却孔的航空燃气涡轮发动机涡轮叶片为研究背景,引入了等效概念对密布小孔结构进行了详细的应力-应变分析。这种等效分析方法是把多孔材料转化为具有等效材料常数的等效实体材料。根据MARC大型通用软件的线弹性及弹-塑性有限元应力分析结果,将小孔效应转化为等效弹性常数及等效应力-应变曲线。最后以某发动机高压涡轮工作叶片为例,将得到的等效材料参数引入到叶片的有限元强度计算中,从而得到考虑密布孔影响的涡轮叶片应力应变场,并通过子模型计算得到更为准确的孔边最大应力。     

基于有限元法的电磁铁磁场的计算机定量分析

随着工程领域中对电磁铁磁场分析的计算精度要求的不断提高,要求有新的数值分析方法以适应这一需求,有限元法即是符合这一需求的分析方法。主要阐述了应用有限元法分析数字阀电磁铁问题的基本思想,并运用该方法对产品前期设计进行了精密的计算和性能预测,节省了大量的设计费用,经济可比性较高。     

胶粘剂弹性模量对间隙接头应力和强度的影响

 运用弹塑性有限元法,研究了胶粘剂弹性模量对含间隙的铝合金单搭接接头的影响。通过分析胶层和被粘物的应力分布,结果表明：间隙连接对接头端部的应力分布无明显影响,但对间隙附近的应力峰值影响较大;随着胶粘剂弹性模量的增大,间隙附近的应力峰值反而减小;对于高弹性模量胶粘剂接头,间隙对接头的应力峰值无明显影响,在不降低接头名义强度的基础上极大地提高了接头的实际强度;而对于低弹性模量胶粘剂接头,间隙使得接头的应力峰值明显上升,显著地降低了接头的名义强度和实际强度。数值模拟结果与已发表的试验数据大致吻合。     

民机机翼千斤顶顶升装置分析

千斤顶顶升情况是民用飞机在进行维修、更换零部件时必须考虑的一个状态。对民机顶升的相关适航条款进行了理解;对B737及A320的机翼顶升装置进行了总结对比,通过传力分析,比较了其优缺点。两种机型的传力方式稍有不同：B737机翼顶升载荷的垂直分量由加强肋承担主要传递到前梁,水平分量通过挤压由下壁板承担;A320机翼顶升载荷...