基于Abaqus二次开发的机身开口损伤容限分析

机身结构需要承受由飞行条件引起的机身剪力和弯曲力,以及由座舱压力引起的环向张力和纵向张力,开口损伤可能会逐渐形成裂纹并给飞机带来致命的影响。采用Python脚本语言对Abaqus进行二次开发,实现三维复合裂纹的参数化建模、自动扩展模拟和损伤容限评估,使整个裂纹扩展分析过程更加快速、方便和高效。然后对某运输机机身开口实际模型案例进行研究,预测裂纹扩展方向、输出裂纹扩展轨迹和应力强度因子,计算裂纹扩展寿命、剩余强度和检修周期。结果显示加强结构附近剩余强度可能发生不减反增的现象。为开口结构设计和检修提供参考及指导,具有一定工程意义。     

含纵向裂纹机身壁板损伤容限性能试验与分析

对民用飞机含纵向裂纹机身加筋壁板在增压和轴向拉伸联合载荷作用下进行损伤容限试验和数值仿真分析。通过试验深入研究了机身壁板的裂纹扩展规律和剩余强度特性,借助Ansys有限元软件计算了不同裂纹长度下的应力强度因子,对裂纹扩展寿命进行了预测,基于线弹性断裂力学给出了剩余强度特征曲线,并进行了试验结果和计算分析的对比。研究结果表明:数值分析与试验结果吻合良好,可为机身壁板损伤容限设计及评定提供依据。     

基于损伤容限设计的疲劳裂纹扩展寿命估算

从损伤容限设计概念出发,以断裂力学理论为基础,在承认零构件内具有初始缺陷的基础上,应用著名的Par-is裂纹扩展速率公式,以对1020冷轧薄钢板在承受单轴恒幅循环载荷下的寿命次数的估算为例,介绍了一种简单实用的疲劳寿命估算方法,从而为技术人员在进行含裂纹件的疲劳裂纹扩展寿命计算中提供一定的理论依据。     

基于损伤容限设计思想的飞机整体翼梁优化设计

用有限元方法分析飞机整体翼梁结构的应力强度因子,用Walker公式计算裂纹扩展寿命.以结构裂纹扩展寿命最大为优化目标,以筋条的位置为优化变量,采用遗传算法对整体翼梁进行基于损伤容限设计思想的优化设计.通过具体算例,给出不同筋条截面积约束条件下筋条优化位置和整体翼梁最优寿命,为整体翼梁的结构设计提供参考和指导.     

基于损伤容限设计思想的连接耳片多目标优化设计

飞机结构中连接耳片数量众多,在满足耳片使用寿命前提下,降低其重量对飞机减重具有重要意义.文中以连接直耳片的最小重量和最大裂纹扩展寿命同时作为优化目标,利用遗传算法分别对有、无干涉衬套直耳片进行多目标优化设计,以使耳片在满足裂纹扩展寿命要求的前提下重量最轻.给出不同目标权重下的最优结果曲线,为工程中基于损伤容限设计思想的连接耳片设计提供参考.     

基于Abaqus二次开发的复杂结构寿命计算平台

临界距离理论适用于计算复杂结构的蠕变疲劳寿命,但在工程实践中该方法的计算效率很低。为解决这一问题,使用Python语言对Abaqus软件进行二次开发。所开发软件可以使用临界距离法计算结构的蠕变疲劳寿命,并提供多种功能以提高分析效率,包括模型信息提取、材料参数导入和计算结果输出等。通过对某型高压涡轮叶片进行分析计算验证了软件适用性。结果表明该软件可以有效简化临界距离法的步骤,实现对复杂结构蠕变疲劳寿命的高效计算,具有一定工程价值。     

压力容器的损伤容限可靠性设计

论述了损伤容限设计的方法，给出了压力容器含裂纹的可靠度计算公式，并举例确定了某压力容器的最佳设计。     

基于原机结构的机身大开口补强设计

分析了机身大开口对机身刚度的影响,并提出适应性补强的设计方法;针对基于原机结构大开口补强设计的特殊性,提出了满足载荷传递、施工可行性、补偿设计及装配定位基准等设计要求;在此设计要求下开展某飞机机腹大开口的结构补强设计;最后通过MSC/NASTRAN数值计算对补强后的结构进行分析验证。结果表明设计方法合理可行,该设计方法可为基于原机结构的机身大开口结构设计提供参考。     

基于Franc3D软件的三维裂纹扩展分析与应用

介绍Franc3D软件的基本理论和计算流程,通过埋藏椭圆裂纹和半椭圆表面裂纹算例和薄板算例验证了Franc3D应力强度因子计算的准确性及裂纹扩展寿命计算的可靠性,开展轮盘三维裂纹扩分析验证了软件的工程应用价值,对三维裂纹扩展分析和损伤容限设计具有参考意义。     

含裂纹损伤容限结构危险性评估技术

断裂力学理论认为结构破坏是由疲劳裂纹的不断扩展所致,而损伤容限结构能够在承受一定损伤(裂纹)情况下继续安全使用。为了评估含损伤(裂纹)结构的使用危险性,提出一种以裂纹长度为参量的结构破坏危险性估计方法,详细分析了瞬时裂纹尺寸与临界裂纹尺寸的分布形式,建立瞬时裂纹尺寸与临界裂纹尺寸之间的干涉关系,利用Monte-Carlo模拟方法得出当前裂纹尺寸下结构发生破坏的概率。算例表明方法简单有效。     

基于损伤容限的整体梁多目标优化设计方法研究

针对整体结构的传统设计方法不能保证其在整个设计使用寿命中安全性和经济性的问题,着重研究了整体结构损伤容限设计方法。以飞机整体梁结构为例,建立了以结构截面参数为设计变量,结构重量和剩余强度综合最优为优化目标的优化模型,通过遗传算法,得到了不同权重系数下的优化结果。所用方法可为整体梁结构损伤容限设计提供了指导与参考。     

基于ABAQUS的单点增量成形的数值分析

单点增量成形是一种新型的无切削无模具板料成形的方法,工业生产中可以缩短产品周期,节约生产成本,有着一般成形方法所不具有的优势。本文运用有限元软件Abaqus分析其主要工艺参数:工具头直径d、层间距ΔZ、板料厚度(sheet thickness)sth对单点增量成形的影响,并通过模拟仿真对增量成形反应板料厚度变化规律的正弦定律进行验证,同时分析正弦定律得出板料厚度的分布大于数值仿真的原因。根据数值仿真中板料厚度的分布提出对成形件的分区,同时分析出其应用。     

DAMAGE TOLERANCE ANALYSIS ON HOLLOW AXLES OF HIGH SPEED MOTOR TRAINS

According to the rules of UIC515-3, the service loads of the axles are defined, which include some different loads cases as follows： the static loads; the impact loads resulted from running through the rail joints and unevenness rails; the loads through curves and from braking. Through the calculating and analysis, the stress distribution of the hollow axles is obtained for 200 km/h high speed motor trains used in China. At the same time, the fatigue crack growth of hollow axles is studied, and the initial surface cracks of 2 mm depth caused by hard objects strike or the other causes are discussed. On the basis of the linear elastic fracture mechanics theory, the stress intensity factor of the crack of the geometry transition outside the wheel seat is also studied. Associated with fatigue crack propagation equation and the corresponding crack propagation threshold, the crack propagation characteristics under different shapes are calculated. Then the running distances are educed with different shapes propagating to the critical length, and the estimation of the residual lives about hollow axles which are the reference values of examine and repair limit of the hollow axle is given.     

基于有限元模拟和动态响应的双点点焊接头疲劳损伤分析

利用三维有限元模拟和动态响应试验,对承受拉剪载荷的双点点焊接头在疲劳过程中的固有频率的变化特性,以及固有频率的相对变化与疲劳损伤之间的关系进行研究.研究结果表明,有限元模拟和试验结果符合较好,双点点焊接头动态有限元模拟能较好地反映疲劳过程中的动态响应变化行为.在此基础上,针对双点点焊接头,拟合出疲劳损伤表达式,用于计算试件在疲劳过程中的损伤.     

一种新的考虑伪损伤保留的道路载荷模拟试验加速方法

试车场实测载荷谱含有大量的低幅值载荷,为删除小载荷进而加速试验,传统的载荷谱编制方法一般是基于应力应变的损伤编辑,而工程实际中应力应变信号往往很难获得。考虑到这种情况,提出了一种新的基于伪损伤保留的小载荷删除准则。针对某轿车前副车架的疲劳试验,应用该方法对其原始载荷谱进行编辑处理,生成伪损伤保留比例为90%的加速谱,从时域、幅值域和频率域三方面对原始谱和加速谱进行对比分析,结果表明该方法在保留载荷的损伤特性,保证载荷谱的统计特征、雨流矩阵特征和频率特征一致性的基础上实现了加速,加速谱可代替原始谱进行耐久性试验。最后建立台架试验,试验结果表明加速试验在有效节约试验时间的同时实现了与采用原始载荷谱试验的结果一致性,并验证了提出的耐久性试验载荷谱编制方法的合理性。     

某飞机机轮轮毂疲劳寿命分析的损伤力学方法

以某型飞机机轮轮毂为研究对象,对轮毂的疲劳寿命采用损伤力学方法进行分析。首先采用有限元软件Ansys对轮毂结构进行细节应力分析,结合实际情况确定其疲劳危险部位。然后采用损伤力学方法,通过引入损伤变量和损伤驱动力,构建反映材料损伤演化速率的损伤演化方程,并根据手册提供的材料疲劳性能曲线,计算出轮毂材料的疲劳损伤演化门槛值。进而根据损伤力学方法和有限元细节应力计算结果,分析轮毂危险部位的应力循环特征。最终对飞机机轮轮毂的疲劳裂纹萌生寿命范围进行判别,得到疲劳寿命符合设计要求的结论。     

机翼整体机加壁板损伤容限分析

使用改进的裂纹闭合积分方法(MCCI)对典型机翼整体机加壁板的裂纹扩展及剩余强度试验进行了分析预测。通过与试验结果的对比,表明预测的裂纹扩展寿命及剩余强度载荷与实际试验结果的偏差在工程应用可接受的范围内,证明该方法可以在实际机型研发过程中推广应用。同时,试验也证明了整体机加壁板长桁的止裂效果不明显。