期刊文献+
共找到347篇文章
< 1 2 18 >
每页显示 20 50 100
某民机全机有限元内力计算机翼严重工况筛选研究
1
作者 袁伟 王彬 《机械设计与制造工程》 2026年第2期92-96,共5页
针对民机全机有限元内力分析工况多的问题,采用单值筛选、组合筛选、容差筛选方法对机翼外载荷工况进行了筛选,极大地减少了机翼内力计算及强度校核工作量,同时又保证了机翼结构能够经受足够的考核。将这3种方法筛选出的严重工况作为有... 针对民机全机有限元内力分析工况多的问题,采用单值筛选、组合筛选、容差筛选方法对机翼外载荷工况进行了筛选,极大地减少了机翼内力计算及强度校核工作量,同时又保证了机翼结构能够经受足够的考核。将这3种方法筛选出的严重工况作为有限元分析工况,对筛选前后外载荷工况的机翼有限元内力结果进行对比,论证了筛选方法的合理性。 展开更多
关键词 有限元 单值筛选 组合筛选 容差筛选
在线阅读 下载PDF
不同焊接工艺TC2加筋壁板压缩破坏模式研究
2
作者 秦泽鹏 马玉娥 +2 位作者 高睿鑫 徐瑞阳 郑涵天 《机械强度》 北大核心 2026年第1期20-32,共13页
【目的】针对TC2钛合金加筋壁板,探究铆接、点焊、氩弧焊及激光焊4种不同连接工艺对其压缩屈曲行为及破坏模式的影响。【方法】首先,设计并制备了4种工艺的整体壁板试验件,通过单轴压缩试验获取屈曲载荷、破坏载荷及失效模式;然后,基于... 【目的】针对TC2钛合金加筋壁板,探究铆接、点焊、氩弧焊及激光焊4种不同连接工艺对其压缩屈曲行为及破坏模式的影响。【方法】首先,设计并制备了4种工艺的整体壁板试验件,通过单轴压缩试验获取屈曲载荷、破坏载荷及失效模式;然后,基于轴压屈曲理论进行初步估算,并利用有限元软件构建实体单元模型进行屈曲及后屈曲行为仿真,对比分析试验与计算结果。【结果】试验结果表明,焊接类壁板(氩弧焊、激光焊)的屈曲与破坏载荷显著高于铆接与点焊壁板,但后者的承载效率(破坏/屈曲载荷比)更高。铆接与点焊壁板发生整体屈曲失效,源于蒙皮与筋条的协调变形;焊接类壁板发生局部屈曲失效,表现为蒙皮凸起与筋条扭转。数值模拟结果与试验数据吻合良好,误差均在10%以内,有效捕获了结构变形细节。 展开更多
关键词 焊接工艺 加筋整体壁板 压缩试验 屈曲分析 破坏模式
在线阅读 下载PDF
基于SPH-DEM耦合的鸟撞风挡玻璃数值仿真研究
3
作者 刘宗兴 曹苗 +2 位作者 盛家铖 张春阳 刘军 《航空工程进展》 2026年第1期108-115,共8页
玻璃类脆性材料被广泛用于飞机风挡结构,其位于飞机前部迎风面,易遭受鸟体撞击而碎裂。脆性的风挡玻璃碎裂参数测试困难,一般采用弹塑性本构模型及失效应变描述玻璃的受力变形及破坏,采用传统的有限元法(FEM)难以仿真鸟撞后风挡玻璃的... 玻璃类脆性材料被广泛用于飞机风挡结构,其位于飞机前部迎风面,易遭受鸟体撞击而碎裂。脆性的风挡玻璃碎裂参数测试困难,一般采用弹塑性本构模型及失效应变描述玻璃的受力变形及破坏,采用传统的有限元法(FEM)难以仿真鸟撞后风挡玻璃的细碎裂纹的扩展。基于碎裂问题数值计算的离散元法(DEM),通过试验数据标定有机玻璃碎裂的DEM微观参数,建立基于光滑粒子流体力学(SPH)-DEM耦合分析方法的鸟撞平板风挡玻璃数值仿真模型。结果表明:鸟体撞击作用下风挡玻璃的碎裂过程计算结果与鸟撞试验测试结果一致性良好,SPH-DEM耦合分析方法可以更加精确模拟鸟撞作用下风挡玻璃的碎裂,为鸟撞飞机风挡玻璃数值仿真提供了新的研究方法和思路。 展开更多
关键词 SPH-DEM耦合分析 鸟撞 数值仿真 风挡玻璃 碎裂
在线阅读 下载PDF
泡沫铝夹芯结构抗鸟体冲击吸能机理及在飞机机头端框挡板中的应用
4
作者 张柱国 吴志斌 +4 位作者 王家栋 王怡 黄甲 崔浩 李玉龙 《爆炸与冲击》 北大核心 2026年第3期87-102,共16页
针对现役民用飞机铝合金加筋结构机头端框挡板存在的轻量化不足问题,在深入探究泡沫铝夹芯结构抗鸟体冲击吸能机理的基础上,提出了一种新型泡沫铝夹层挡板结构。该结构采用非对称面板设计,高塑性2024-T3铝合金作为上面板,高强度7075-T6... 针对现役民用飞机铝合金加筋结构机头端框挡板存在的轻量化不足问题,在深入探究泡沫铝夹芯结构抗鸟体冲击吸能机理的基础上,提出了一种新型泡沫铝夹层挡板结构。该结构采用非对称面板设计,高塑性2024-T3铝合金作为上面板,高强度7075-T6铝合金作为下面板,中间填充泡沫铝芯层,用以替代传统铝合金加筋板,旨在保证优异抗鸟撞性能的同时显著减轻结构重量。首先,通过铝合金平板的高速鸟体撞击试验,验证了鸟体本构模型及接触算法的有效性,结合参数反演与仿真算例,验证了泡沫铝材料本构模型的准确性与适用性;然后,利用Pam-crash软件对加筋板结构与泡沫铝夹芯结构端框进行了鸟撞瞬态冲击动力学仿真,对比分析了二者的冲击响应特性与能量吸收机理差异。结果表明:加筋板主要依靠塑性变形来吸收鸟撞能量,而泡沫铝夹芯结构则通过芯层的压缩坍塌失效、上面板的塑性大变形机制协同吸收能量;优化后的泡沫铝夹芯结构在能量吸收效率方面显著优于传统加筋板结构;基于泡沫铝夹芯结构的吸能特性,完成了覆盖挡板全区域的优化设计方案;基于全覆盖鸟撞冲击仿真结果,所提出的泡沫铝夹芯挡板设计方案在保持与现役结构同等抗鸟撞性能的前提下,减少了30%以上的结构质量。 展开更多
关键词 泡沫铝 夹芯结构 吸能机理 鸟撞 机头端框
在线阅读 下载PDF
基于厂所协同的快速试制方法研究
5
作者 李辉 黄金昌 徐戬 《飞机设计》 2025年第1期71-75,共5页
目前国家对于先进武器的需要导致研发周期相比之前大幅缩短,原有的先设计、后工艺、再制造的串行研发模式无法满足新型武器的研发周期要求。针对该情况对影响飞机快速试制的研制流程优化、试制方法创新、技术成果全流程复用、价值链高... 目前国家对于先进武器的需要导致研发周期相比之前大幅缩短,原有的先设计、后工艺、再制造的串行研发模式无法满足新型武器的研发周期要求。针对该情况对影响飞机快速试制的研制流程优化、试制方法创新、技术成果全流程复用、价值链高效协同、联合科研试飞及数字化厂所协同条件生成等要素进行了研究,提出了设计、工艺、制造一体化的并行模式。该模式以打造极速工厂为发展目标,以装备研制多、快、好、省为核心指标,采取工艺向前、设计向后的试制方案,加快固化基于系统工程的设计制造一体化流程,构建一体化数字化协同环境与集约化工作原则,夯实厂所高质量快速试制能力基座,多型飞机研制试用结果表明该模式可有效缩短飞机研制周期近10个月。 展开更多
关键词 协同研发 快速试制 极速工厂 设计制造一体化
原文传递
装配偏差对飞机液压管路密封性能的影响
6
作者 赵维涛 张兴浩 关勤 《沈阳航空航天大学学报》 2025年第6期12-19,共8页
为了探究装配偏差对管路密封性能的影响,根据扭拉关系建立有限元模型,分析3种装配偏差(轴向、径向和角度)单独作用对管路连接件密封性能的影响,并通过正交试验研究3种装配偏差耦合作用对管路连接件密封性能的影响。结果表明,单一偏差时... 为了探究装配偏差对管路密封性能的影响,根据扭拉关系建立有限元模型,分析3种装配偏差(轴向、径向和角度)单独作用对管路连接件密封性能的影响,并通过正交试验研究3种装配偏差耦合作用对管路连接件密封性能的影响。结果表明,单一偏差时,负轴向偏差、径向偏差和角度偏差均降低管路密封性能;3种装配偏差耦合时,密封性能下降,负轴向偏差和角度偏差对管路密封性能影响显著,径向偏差影响相对较小。因此,实际工程中应严格控制负轴向偏差与角度偏差,尽量减小正轴向偏差和径向偏差。 展开更多
关键词 飞机液压管路 装配偏差 密封性能 正交试验 有限元
在线阅读 下载PDF
基于SABRE软件的大规模RBE3单元快速求解方法及程序开发 被引量:1
7
作者 张长兴 王立凯 +1 位作者 常亮 聂小华 《应用数学和力学》 北大核心 2025年第4期483-494,共12页
随着复杂结构仿真建模的精细化程度越来越高,应用到零部件连接和载荷分配的RBE3单元数量急剧增加,由此引起了自主结构分析软件的数值求解困难.该文首先建立了RBE3单元主、从节点之间的位移约束关系,剖析了线性消去理论引起求解困难的原... 随着复杂结构仿真建模的精细化程度越来越高,应用到零部件连接和载荷分配的RBE3单元数量急剧增加,由此引起了自主结构分析软件的数值求解困难.该文首先建立了RBE3单元主、从节点之间的位移约束关系,剖析了线性消去理论引起求解困难的原因.然后,采用增广Lagrange理论将位移约束关系引入到有限元问题的泛函中,并利用泛函的变分推导出了RBE3单元的刚度矩阵显式表达形式,从而将约束处理问题转化为单元求解问题.最后,在上述理论基础上,结合自主结构分析软件SABRE进行了相关功能模块的设计与开发,并通过工程算例验证.结果表明,该文改进后的SABRE软件在求解含大规模RBE3单元的分析模型时求解精度与NASTRAN基本一致,求解效率提升明显. 展开更多
关键词 有限元法 增广Lagrange理论 RBE3单元快速求解方法 SABRE软件
在线阅读 下载PDF
基于飞行参数的结构关键部位载荷孪生技术
8
作者 陈亮 黄蕾 +4 位作者 顾宇轩 郭聪 林可欣 管宇 宋健 《航空学报》 北大核心 2025年第19期96-105,共10页
为了有效监控飞机的健康,针对飞机服役过程中所受的复杂载荷条件,提出了基于飞行参数的结构关键部位载荷孪生技术。首先,基于相邻值填补、一维/多维数据异常检测、小波包分解和贝叶斯阈值去噪等方法完成光纤传感器数据优化治理;其次,基... 为了有效监控飞机的健康,针对飞机服役过程中所受的复杂载荷条件,提出了基于飞行参数的结构关键部位载荷孪生技术。首先,基于相邻值填补、一维/多维数据异常检测、小波包分解和贝叶斯阈值去噪等方法完成光纤传感器数据优化治理;其次,基于数据挖掘手段和线性回归法,建立了结构关键部位应变特征及相关参数提取方法;最后,针对影响飞机结构关键部位应变的相关飞行参数和特征,采用XGBoost模型训练相关飞行参数和特征到关键部位应变的映射关系,构建了飞行参数-应变的高精度孪生映射模型。高精度孪生映射预测模型以飞参和传感器数据作为原始输入,平均预测精度达到95%以上,能够高效准确对飞机结构健康状态进行监测。 展开更多
关键词 数字孪生 飞行参数 结构强度 映射模型 健康监控
原文传递
直升机起落架缓冲支柱动刚度和阻尼的参数影响研究
9
作者 马小艳 陈浩 +1 位作者 陈英华 李洋 《直升机技术》 2025年第4期29-35,共7页
基于直升机起落架缓冲支柱动刚度和阻尼特性的试验测试数据,研究了振动频率,振动幅值,高、低压腔体充气压力和行程量等关键参数对直升机起落架缓冲支柱动刚度和阻尼特性的影响规律。上述参数对缓冲支柱动刚度和阻尼均有不同程度的影响,... 基于直升机起落架缓冲支柱动刚度和阻尼特性的试验测试数据,研究了振动频率,振动幅值,高、低压腔体充气压力和行程量等关键参数对直升机起落架缓冲支柱动刚度和阻尼特性的影响规律。上述参数对缓冲支柱动刚度和阻尼均有不同程度的影响,且表现出明显的非线性关系。通过参数化分析揭示了各影响因素的作用规律。研究结果为直升机起落架系统的动力学优化设计提供理论依据,特别是对地面共振特性的改善具有指导意义,对于提升直升机动态性能及飞行安全性具有工程指导价值。 展开更多
关键词 直升机 起落架 缓冲支柱 刚度 阻尼 地面共振
在线阅读 下载PDF
直升机起落架双腔作动式缓冲支柱的静压缩特性研究
10
作者 马小艳 陈浩 +1 位作者 徐定强 杜进 《直升机技术》 2025年第2期8-11,共4页
研究探讨了直升机起落架双腔作动式缓冲支柱的静压缩特性。理论预估和试验验证表明,理论值与试验值吻合性良好,验证了理论模型的准确性与可靠性。基于试验数据的参数影响规律分析表明,高、低压腔充气压力及环境温度对缓冲支柱的静压缩... 研究探讨了直升机起落架双腔作动式缓冲支柱的静压缩特性。理论预估和试验验证表明,理论值与试验值吻合性良好,验证了理论模型的准确性与可靠性。基于试验数据的参数影响规律分析表明,高、低压腔充气压力及环境温度对缓冲支柱的静压缩特性存在一定的影响,且随着行程的变化呈非线性关系。研究结果可为直升机起落架的综合优化设计和地面共振设计提供设计参考。 展开更多
关键词 直升机 起落架 缓冲支柱 静压缩特性 地面共振
在线阅读 下载PDF
基于飞参-载荷-寿命数字孪生模型的飞机结构健康管理方法
11
作者 黄蕾 郭聪 +4 位作者 张小波 孙良臣 左迎荟 王博 田阔 《航空学报》 北大核心 2025年第21期143-161,共19页
针对飞机结构健康管理中高精度实时寿命预测与智能运维的迫切需求,提出了一种基于飞参-载荷-寿命数字孪生模型的飞机结构健康管理方法。首先,通过飞行参数和结构关键部位载荷实测数据,训练基于极致梯度提升(XGBoost)增量学习的飞参-载... 针对飞机结构健康管理中高精度实时寿命预测与智能运维的迫切需求,提出了一种基于飞参-载荷-寿命数字孪生模型的飞机结构健康管理方法。首先,通过飞行参数和结构关键部位载荷实测数据,训练基于极致梯度提升(XGBoost)增量学习的飞参-载荷数字孪生模型,实现关键部位载荷的高精度动态映射。其次,通过参数化模型仿真数据,训练基于非侵入式降阶的载荷-应力场数字孪生模型,实现关键部位应力场的高精度动态重构。进而,基于细节疲劳额定值(DFR)法构建疲劳寿命评估模型,通过上述数字孪生模型预测结果计算疲劳寿命评估模型参数,预测寿命损耗,实现应力场-剩余寿命的高精度动态预测,形成飞参-载荷-寿命数字孪生模型。在此基础上,构建了机队维修及飞行任务多目标规划模型,并通过智能优化算法生成历史规划问题解集。然后,基于聚类中心距离和决定系数指标,量化历史规划(源域)问题和新规划(目标域)问题在解集分布和特征空间上的相似程度。最后,将高相似源域问题解迁移为目标域问题的初始种群,形成基于历史信息迁移学习的机队维修及飞行任务智能规划方法,实现机队寿命高效管理。经典型飞行试验数据集验证,本方法能够动态预测结构关键部位载荷及剩余寿命,载荷预测误差为5.30%,寿命预测误差为-7.19%。同时,针对考虑20架飞机的复杂维修和飞行任务规划问题,本方法相比直接优化方法效率分别提升33.9%和14.5%,验证了提出方法的有效性。 展开更多
关键词 结构健康管理 数字孪生 降阶模型 疲劳寿命预测 飞行和维修规划
原文传递
数字孪生驱动的机群寿命精细化管理 被引量:2
12
作者 顾宇轩 郭聪 +3 位作者 黄蕾 董一飞 董宏达 邓智伦 《航空学报》 北大核心 2025年第19期130-139,共10页
随着飞机飞行安全保障问题的突出和单机寿命监控技术的发展,机群飞行寿命的智能化、精细化管理成为重点关注的问题。针对维修规划和飞行训练规划这两大机群寿命管理中的关键要素,首先基于飞机结构实时健康状态物理信息,以最大化维修资... 随着飞机飞行安全保障问题的突出和单机寿命监控技术的发展,机群飞行寿命的智能化、精细化管理成为重点关注的问题。针对维修规划和飞行训练规划这两大机群寿命管理中的关键要素,首先基于飞机结构实时健康状态物理信息,以最大化维修资源利用率和机群保有率等为规划目标,以每架飞机结构剩余寿命、同时维修能力等为约束,建立了数字孪生驱动的维修计划规划模型;其次基于寿命损耗信息,以关键部位的寿命损耗平衡、剩余使用寿命等为规划目标,飞机维修时刻、飞行训练任务等为约束,建立了数字孪生驱动的飞行训练规划模型。最后通过整合上述模型,形成了一套机群寿命的高保真、精细化管理方法,并通过构造机群数据展示了该管理方法的实际工程应用。 展开更多
关键词 数字孪生 机群管理 健康监控 非支配排序遗传算法 机群寿命
原文传递
特殊布局飞机高承载开口结构优化设计
13
作者 刘彦杰 李明强 +3 位作者 郭轩 苏雁飞 王斌团 薛应举 《航空学报》 北大核心 2025年第21期172-181,共10页
针对大型特殊布局飞机开口结构刚度强度设计难点,结合力学原理与数值仿真方法,开展了大跨距开口承载边梁稳定性分析方法研究,建立了大跨距多弹性支撑隔框作用下开口边梁失稳特性分析方法,给出了隔框刚度设计要求;开展了开口边梁-隔框结... 针对大型特殊布局飞机开口结构刚度强度设计难点,结合力学原理与数值仿真方法,开展了大跨距开口承载边梁稳定性分析方法研究,建立了大跨距多弹性支撑隔框作用下开口边梁失稳特性分析方法,给出了隔框刚度设计要求;开展了开口边梁-隔框结构布置与刚度协同优化研究,通过算例揭示了隔框间距与边梁、隔框剖面参数耦合作用规律;开展了机体开口结构失效及承载能力预测分析,建立了基于Nastran-Abaqus跨平台的多层级非嵌入式模型耦合失效分析方法,并通过典型大开口结构破坏试验进行试验与仿真对比。对比结果显示有限元仿真结果能够较好反映试验过程载荷与变形非线性历程,最大载荷及变形预测误差分别为8.8%和7.1%,且有限元仿真结果能够与试验件失稳现象和失效模式较好吻合。 展开更多
关键词 特殊布局飞机 大开口结构 刚度与强度 优化设计 非嵌入式模型耦合分析
原文传递
铝合金结构腐蚀疲劳裂纹扩展与剩余强度研究 被引量:25
14
作者 张有宏 吕国志 +2 位作者 李仲 陈跃良 任克亮 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期332-335,共4页
在3.5%NaCl腐蚀溶液环境下对含中心孔LY12CZ铝合金紧固件的疲劳裂纹扩展进行了试验研究,得到3种不同频率下紧固件的腐蚀疲劳裂纹扩展曲线。试验结果说明,随着频率的增加,腐蚀疲劳裂纹扩展速率逐渐降低,腐蚀溶液中疲劳裂纹扩展速率比在... 在3.5%NaCl腐蚀溶液环境下对含中心孔LY12CZ铝合金紧固件的疲劳裂纹扩展进行了试验研究,得到3种不同频率下紧固件的腐蚀疲劳裂纹扩展曲线。试验结果说明,随着频率的增加,腐蚀疲劳裂纹扩展速率逐渐降低,腐蚀溶液中疲劳裂纹扩展速率比在空气中大。以试验数据为基础,结合裂纹扩展分析软件AFGROW,提出一种可以用数值方法模拟腐蚀疲劳裂纹扩展的方法,模拟结果和试验结果符合较好。对紧固孔试验件利用2种失效模式进行了剩余强度分析,得到腐蚀环境下紧固孔结构的剩余强度曲线。 展开更多
关键词 铝合金 腐蚀疲劳 剩余强度 裂纹扩展 加载频率
在线阅读 下载PDF
日历腐蚀环境下LY12CZ铝合金力学性能研究 被引量:16
15
作者 杨晓华 姚卫星 陈跃良 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2003年第2期227-229,199,共4页
采用加速腐蚀当量折算谱模拟日历腐蚀环境 ,对飞机结构主体材料LY12CZ先做加速腐蚀后再进行疲劳试验 ,确定日历腐蚀环境对LY12CZ材料静强度和疲劳强度 (S—N曲线 )的影响。
关键词 日历腐蚀环境 LY12CZ铝合金 力学性能 日历寿命 当量环境谱 疲劳强度 飞机
在线阅读 下载PDF
民用飞机水上迫降分析模型和数值仿真 被引量:12
16
作者 张韬 李书 +1 位作者 江翔 赵金强 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期392-394,共3页
模拟计算了飞机水上迫降的冲击载荷。利用显式积分法求解离散的拉格朗日有限元方程,并采用欧拉有限体积法求解欧拉控制方程,通过一般耦合(General coupling)算法实现流固耦合计算,运用Dytran进行数值仿真计算。飞机结构入水时压力在初... 模拟计算了飞机水上迫降的冲击载荷。利用显式积分法求解离散的拉格朗日有限元方程,并采用欧拉有限体积法求解欧拉控制方程,通过一般耦合(General coupling)算法实现流固耦合计算,运用Dytran进行数值仿真计算。飞机结构入水时压力在初期就达到峰值,然后衰减,在峰值过后会出现小幅波动。相同条件下弹性体材料模型的压力峰值要比刚体小。4种工况下飞机着水时的压力峰值中以5°攻角最小,随着仰角增大,压力峰值以及峰值出现的区域随之改变。 展开更多
关键词 水上迫降 流固耦合 有限元 有限体积
在线阅读 下载PDF
某型飞机水上迫降数值化模型 被引量:17
17
作者 胡大勇 杨嘉陵 +2 位作者 王赞平 魏教育 童亚斌 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第12期1369-1374,1383,共7页
近海/跨海使用的飞机必须考核水上迫降性能,而目前飞机抗坠毁标准、设计方法和分析方法通常只考虑硬着陆情况,很少考虑水面迫降情况,这是由于水上迫降涉及多场耦合,问题十分复杂.为了简化问题,采用了解耦的方法,将仿真与试验相结合,利用... 近海/跨海使用的飞机必须考核水上迫降性能,而目前飞机抗坠毁标准、设计方法和分析方法通常只考虑硬着陆情况,很少考虑水面迫降情况,这是由于水上迫降涉及多场耦合,问题十分复杂.为了简化问题,采用了解耦的方法,将仿真与试验相结合,利用MSC.PATRAN/DYTRAN软件平台,建立全机有限元模型,包括全尺寸机身、机翼和尾翼结构,并导入具体参数,对13种工况条件进行了动力学数值仿真计算.预测了飞机撞击水面过程中结构的瞬态应力分布,对飞机机身下部蒙皮进行了强度分析,表明飞机在着水过程中蒙皮不会发生损坏. 展开更多
关键词 水上迫降 有限元 飞机 动力学 强度 抗坠毁
原文传递
预腐蚀疲劳寿命影响系数模型研究 被引量:10
18
作者 赵海军 金平 +1 位作者 柳文林 杨晓华 《腐蚀科学与防护技术》 CAS CSCD 北大核心 2006年第4期265-267,共3页
针对腐蚀环境下飞机结构疲劳寿命评定问题,研究了恒幅应力水平下的地面停放预腐蚀影响系数C模型,根据统计分析推导出C曲线的关系式;疲劳试验数据分析结果建立了预腐蚀影响系数C模型.结果表明,随着腐蚀时间的增加,疲劳寿命影响系数C不断... 针对腐蚀环境下飞机结构疲劳寿命评定问题,研究了恒幅应力水平下的地面停放预腐蚀影响系数C模型,根据统计分析推导出C曲线的关系式;疲劳试验数据分析结果建立了预腐蚀影响系数C模型.结果表明,随着腐蚀时间的增加,疲劳寿命影响系数C不断下降;同一时间下,应力水平S高,影响系数C大;应力水平S低,影响系数C小;在一定的腐蚀疲劳条件(时间、应力水平)下,可求出任一给定可靠度p时的Cp值和疲劳寿命预测值. 展开更多
关键词 预腐蚀 疲劳寿命 影响系数 可靠度 C模型
在线阅读 下载PDF
基于ABAQUS二次开发的裂纹扩展模拟 被引量:10
19
作者 张文东 樊俊铃 +1 位作者 陈莉 吕媛波 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2018年第6期1467-1472,共6页
裂纹的扩展是典型的材料不连续问题,传统的有限元方法难以实现裂纹扩展过程的仿真模拟。为了解决传统有限元在模拟裂纹扩展的不足,XFEM方法(extended Finite Element Method,XFEM)引入水平集函数描述裂纹形态,实现了裂纹在单元内部的扩... 裂纹的扩展是典型的材料不连续问题,传统的有限元方法难以实现裂纹扩展过程的仿真模拟。为了解决传统有限元在模拟裂纹扩展的不足,XFEM方法(extended Finite Element Method,XFEM)引入水平集函数描述裂纹形态,实现了裂纹在单元内部的扩展,克服了传统方法只能依赖单元生死来模拟裂纹扩展的难题。以Abaqus为平台,应用Python脚本语言开发了一套裂纹自动扩展程序包,利用Abaqus固有的方法编写程序,通过扩展有限元功能实现裂纹的自动扩展,通过模拟I型边裂纹和三点弯梁的裂纹的扩展过程,验证了XFEM方法的有效性。同时,模拟了多裂纹的扩展过程。结果表明:方法不仅能够利用Abaqus软件的实现复杂的加载和边界模拟,同时又能体现XFEM在裂纹扩展模拟上的优势,为解决实际复杂问题提供了途径。 展开更多
关键词 裂纹扩展 XFEM Abaqus二次开发 Python脚本接口 应力强度因子
在线阅读 下载PDF
大型航空结构有限元数值模拟方法研究 被引量:9
20
作者 万春华 段世慧 +2 位作者 聂小华 吴存利 张维 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2018年第5期816-820,共5页
利用试验数据,针对大型航空结构,系统地研究了"自然网格"模型和细节模型对结构分析的影响。采用"自然网格"方法建立翼身组合体有限元模型,计算得到机翼外端部变形误差7.46%(与试验比较),外翼上壁板试验与分析一致... 利用试验数据,针对大型航空结构,系统地研究了"自然网格"模型和细节模型对结构分析的影响。采用"自然网格"方法建立翼身组合体有限元模型,计算得到机翼外端部变形误差7.46%(与试验比较),外翼上壁板试验与分析一致性评估误差带10%以内的应变片约占总数的80%,中央翼上壁板约占70%。采用以壳元模拟为主细化网格建模方法建立全机结构有限元模型,计算得到机翼外端部变形误差为1.87%,外翼和中央翼上壁板试验与分析一致性评估误差带10%以内的应变片均占总数80%以上,这表明细化模型能更精确地模拟结构的刚度和预估结构的传载分配和应力/应变响应,预判危险部位,为进一步有限元细节分析或破坏分析提供准确的边界。 展开更多
关键词 飞机结构 自然网格 细化网格 结构分析 一致性评估
在线阅读 下载PDF
上一页 1 2 18 下一页 到第
使用帮助 返回顶部