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基于ABAQUS二次开发的直升机桨根快速建模方法及应力分析
1
作者
刘俊增
曾玖海
《航空科学技术》
2023年第5期74-79,共6页
随着新构型直升机技术的发展,对直升机桨叶有限元仿真技术的要求也越来越高。参数化建模仿真方法能够降低有限元法仿真技术的使用难度,对桨叶快速化、精细化设计具有重要意义。本文基于ABAQUS二次开发方法构建了一种适用于直升机桨叶根...
随着新构型直升机技术的发展,对直升机桨叶有限元仿真技术的要求也越来越高。参数化建模仿真方法能够降低有限元法仿真技术的使用难度,对桨叶快速化、精细化设计具有重要意义。本文基于ABAQUS二次开发方法构建了一种适用于直升机桨叶根部段的快速建模方法,在有限元建模过程中参数化建立材料属性和接触属性,完成直升机复合材料桨叶根部段的快速化仿真分析。利用该方法对某直升机桨根进行应力计算,与常规建模方法相比,快速建模方法有效提高了建模效率,保证了仿真结果的一致性。快速建模方法仿真结果与常规建模方法仿真结果相比应变误差不超过1%,快速建模方法与试验结果相比应变误差不超过10%,常规建模与试验结果应变误差不超过91%,验证了该方法的可靠性。
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关键词
直升机
复合材料桨叶
二次开发
快速建模方法
建模效率
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职称材料
直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿技术
被引量:
13
2
作者
曾玖海
曾本银
史斯佃
《直升机技术》
2003年第3期15-20,共6页
本文主要介绍直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿技术中安全寿命评定方法和破损安全定寿技术.将结构的S-N曲线根据不同的风险率γ扩展为带存活率的P-S-N曲线,确定结构的裂纹形成寿命与风险率的关系Ls-γs曲线;根据破损安全分析,...
本文主要介绍直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿技术中安全寿命评定方法和破损安全定寿技术.将结构的S-N曲线根据不同的风险率γ扩展为带存活率的P-S-N曲线,确定结构的裂纹形成寿命与风险率的关系Ls-γs曲线;根据破损安全分析,确定结构的Lt-γt曲线;二者结合进行直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿分析.
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关键词
直升机
安全寿命
破损安全
安全寿命评定
裂纹结构
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职称材料
直升机复合材料主桨叶缺陷容限验证技术
被引量:
5
3
作者
潘春蛟
顾文标
+2 位作者
曾玖海
邹静
虞汉文
《直升机技术》
2015年第2期50-57,共8页
目前直升机主桨叶结构多采用复合材料,作为直升机特有的关键性动部件,工作时一直处于复杂的受力环境中,其状况直接影响到直升机的飞行安全。复合材料主桨叶设计与生产工艺复杂,制造中很容易出现如分层、错位、皱褶、夹杂等内部缺陷,而...
目前直升机主桨叶结构多采用复合材料,作为直升机特有的关键性动部件,工作时一直处于复杂的受力环境中,其状况直接影响到直升机的飞行安全。复合材料主桨叶设计与生产工艺复杂,制造中很容易出现如分层、错位、皱褶、夹杂等内部缺陷,而使用时的高速旋转使其很容易受到外物如飞沙、走石等的冲击损伤。按照适航FAR/CCAR27/29.571条的要求,提出复合材料桨叶缺陷容限性能验证的方法并予以实施,降低了用户使用和维护成本,提高了结构的安全可靠性。
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关键词
直升机
主桨叶
复合材料
缺陷容限
验证技术
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职称材料
某复合材料主桨叶疲劳试验提前失效模式分析及改进
被引量:
4
4
作者
孙涛
刘伟光
+1 位作者
曾玖海
贾良现
《直升机技术》
2011年第2期60-64,共5页
首先介绍了某复合材料主桨叶疲劳试验提前破坏情况,并从结构设计、制造质量和试验方法三个方面进行分析,最终找出了试验载荷超过了桨叶过渡段后缘抗屈曲能力是此次疲劳试验提前失效的主要原因,另外摆振刚度突变和模压桨叶质量差是导致在...
首先介绍了某复合材料主桨叶疲劳试验提前破坏情况,并从结构设计、制造质量和试验方法三个方面进行分析,最终找出了试验载荷超过了桨叶过渡段后缘抗屈曲能力是此次疲劳试验提前失效的主要原因,另外摆振刚度突变和模压桨叶质量差是导致在1000剖面附近开胶的重要原因。在第二次疲劳试验时,通过改进桨叶结构和制造工艺,调整试验载荷,最终获得了疲劳试验验证。
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关键词
主桨叶
失效模式
分析
改进
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职称材料
某直升机复合材料桨叶疲劳试验提前失效分析
被引量:
3
5
作者
陶宪斌
曾玖海
沈亚娟
《科技创新与应用》
2017年第4期45-47,共3页
某直升机旋翼桨叶疲劳试验考核中发生蒙皮断裂,寿命远低于设计要求。分析表明蒙皮模压质量、泡沫对接缝对蒙皮应力影响较小,不足以造成桨叶疲劳试验的提前失效。通过有限元模拟发现蒙皮厚度不均匀导致的应力集中是疲劳试验提前失效的主...
某直升机旋翼桨叶疲劳试验考核中发生蒙皮断裂,寿命远低于设计要求。分析表明蒙皮模压质量、泡沫对接缝对蒙皮应力影响较小,不足以造成桨叶疲劳试验的提前失效。通过有限元模拟发现蒙皮厚度不均匀导致的应力集中是疲劳试验提前失效的主要原因。采用改进后的旋翼桨叶完成另外两件疲劳试验。依据有限元分析计算出应力集中系数,结合第一件试验结果得到的疲劳极限与第二件、第三件疲劳试验的疲劳极限基本吻合。从试验、计算两方面均证明结构应力集中是疲劳试验提前失效主要原因。
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关键词
旋翼桨叶
疲劳试验
有限元
应力集中
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职称材料
某型机摇臂接头疲劳试验失效分析
6
作者
陶宪斌
曾玖海
+1 位作者
苗洪涛
王胜霞
《金属加工(热加工)》
2017年第11期32-35,共4页
某型机在疲劳试验考核中摇臂接头出现断裂,疲劳寿命远未达到设计要求。从结构设计、试验加载、断口分析、生产制造各方面进行失效分析,发现摇臂接头耳片内孔镀铬之前,喷丸处理未覆盖到耳片区域,导致接头耳片疲劳强度性能大幅下降,是疲...
某型机在疲劳试验考核中摇臂接头出现断裂,疲劳寿命远未达到设计要求。从结构设计、试验加载、断口分析、生产制造各方面进行失效分析,发现摇臂接头耳片内孔镀铬之前,喷丸处理未覆盖到耳片区域,导致接头耳片疲劳强度性能大幅下降,是疲劳试验过程中摇臂接头耳片提前失效的主要原因。在对接头耳片区域采取喷丸处理,重新加工了试验件并进行了试验考核,达到了预期的疲劳寿命,验证了之前的分析。
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关键词
摇臂接头
疲劳试验
失效分析
验证
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职称材料
基于弱连接的板级电路冲击响应的数值模拟
7
作者
付裕
曾玖海
陶宪斌
《中国科技信息》
2018年第12期104-106,共3页
电路板焊点失效已经成为电路板失效的重要原因之一.本文介绍了电路板冲击的相关理论,并对建立的有限元模型的合理性进行了验证.对基于弱连接的板级电路冲击用ls一dyna软件进行了有限元分析,结果表明弱连接对于电路板焊点总体受力没有多...
电路板焊点失效已经成为电路板失效的重要原因之一.本文介绍了电路板冲击的相关理论,并对建立的有限元模型的合理性进行了验证.对基于弱连接的板级电路冲击用ls一dyna软件进行了有限元分析,结果表明弱连接对于电路板焊点总体受力没有多大影响但对局部应力影响较大;当弱连接处在焊点容易失效的位置时,对局部焊点应力的峰值影响较大;弱连接时,与PCB板连接的焊点部分受到的影响要比与芯片连接的部分要严重.
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关键词
板级电路
弱连接
数值模拟
冲击响应
焊点失效
应力影响
有限元分析
有限元模型
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职称材料
直升机飞行载荷测量数据分析软件的控件开发
8
作者
吴堂珍
林斌
曾玖海
《航空科学技术》
2017年第4期57-62,共6页
实测载荷是直升机疲劳设计与评定的关键数据。由于直升机实测载荷具有通道多、频率高、数据量大等特点,如何实现对实测数据高效快速处理显得十分关键。本文提出了一种用于直升机飞行载荷测量数据分析软件的控件程序开发技术,包含二维曲...
实测载荷是直升机疲劳设计与评定的关键数据。由于直升机实测载荷具有通道多、频率高、数据量大等特点,如何实现对实测数据高效快速处理显得十分关键。本文提出了一种用于直升机飞行载荷测量数据分析软件的控件程序开发技术,包含二维曲线及三维瀑布图控件,适用于大数据量的显示分析,可实现多条二维曲线并列显示及数据点的游标读取,不同视角的三维瀑布图旋转,具有易用,高效等特点。
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关键词
直升机
飞行载荷
控件开发
测量数据
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职称材料
基于Paris解的直升机动部件损伤容限分析
9
作者
岳巍
李建伟
+1 位作者
史斯佃
曾玖海
《直升机技术》
2013年第2期28-32,共5页
直升机金属动部件是单路传力结构,承受高周疲劳载荷,一般认为不适合采用损伤容限设计,但对多个螺栓连接的大型接头,有较好的损伤容限特性。文章根据线弹性断裂力学Paris理论,提出了一套适合直升机动部件的损伤容限分析方法,通过对某型...
直升机金属动部件是单路传力结构,承受高周疲劳载荷,一般认为不适合采用损伤容限设计,但对多个螺栓连接的大型接头,有较好的损伤容限特性。文章根据线弹性断裂力学Paris理论,提出了一套适合直升机动部件的损伤容限分析方法,通过对某型机尾桨叶接头进行损伤容限分析,得出了具有高可靠度的较长的裂纹扩展寿命。
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关键词
Paris解
高周
损伤容限
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职称材料
题名
基于ABAQUS二次开发的直升机桨根快速建模方法及应力分析
1
作者
刘俊增
曾玖海
机构
中国直升机设计研究所
出处
《航空科学技术》
2023年第5期74-79,共6页
文摘
随着新构型直升机技术的发展,对直升机桨叶有限元仿真技术的要求也越来越高。参数化建模仿真方法能够降低有限元法仿真技术的使用难度,对桨叶快速化、精细化设计具有重要意义。本文基于ABAQUS二次开发方法构建了一种适用于直升机桨叶根部段的快速建模方法,在有限元建模过程中参数化建立材料属性和接触属性,完成直升机复合材料桨叶根部段的快速化仿真分析。利用该方法对某直升机桨根进行应力计算,与常规建模方法相比,快速建模方法有效提高了建模效率,保证了仿真结果的一致性。快速建模方法仿真结果与常规建模方法仿真结果相比应变误差不超过1%,快速建模方法与试验结果相比应变误差不超过10%,常规建模与试验结果应变误差不超过91%,验证了该方法的可靠性。
关键词
直升机
复合材料桨叶
二次开发
快速建模方法
建模效率
Keywords
helicopter
composite blade
secondary development
rapid modeling method
modeling efficiency
分类号
V215.5 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿技术
被引量:
13
2
作者
曾玖海
曾本银
史斯佃
机构
中国直升机设计研究所
出处
《直升机技术》
2003年第3期15-20,共6页
文摘
本文主要介绍直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿技术中安全寿命评定方法和破损安全定寿技术.将结构的S-N曲线根据不同的风险率γ扩展为带存活率的P-S-N曲线,确定结构的裂纹形成寿命与风险率的关系Ls-γs曲线;根据破损安全分析,确定结构的Lt-γt曲线;二者结合进行直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿分析.
关键词
直升机
安全寿命
破损安全
安全寿命评定
裂纹结构
分类号
V215.6 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V275 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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职称材料
题名
直升机复合材料主桨叶缺陷容限验证技术
被引量:
5
3
作者
潘春蛟
顾文标
曾玖海
邹静
虞汉文
机构
中国直升机设计研究所
出处
《直升机技术》
2015年第2期50-57,共8页
文摘
目前直升机主桨叶结构多采用复合材料,作为直升机特有的关键性动部件,工作时一直处于复杂的受力环境中,其状况直接影响到直升机的飞行安全。复合材料主桨叶设计与生产工艺复杂,制造中很容易出现如分层、错位、皱褶、夹杂等内部缺陷,而使用时的高速旋转使其很容易受到外物如飞沙、走石等的冲击损伤。按照适航FAR/CCAR27/29.571条的要求,提出复合材料桨叶缺陷容限性能验证的方法并予以实施,降低了用户使用和维护成本,提高了结构的安全可靠性。
关键词
直升机
主桨叶
复合材料
缺陷容限
验证技术
Keywords
helicopter
main rotor blade
composite material
flaw tolerance
substantiation
分类号
V250.2 [一般工业技术—材料科学与工程]
V214.8 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
某复合材料主桨叶疲劳试验提前失效模式分析及改进
被引量:
4
4
作者
孙涛
刘伟光
曾玖海
贾良现
机构
中国直升机设计研究所
出处
《直升机技术》
2011年第2期60-64,共5页
文摘
首先介绍了某复合材料主桨叶疲劳试验提前破坏情况,并从结构设计、制造质量和试验方法三个方面进行分析,最终找出了试验载荷超过了桨叶过渡段后缘抗屈曲能力是此次疲劳试验提前失效的主要原因,另外摆振刚度突变和模压桨叶质量差是导致在1000剖面附近开胶的重要原因。在第二次疲劳试验时,通过改进桨叶结构和制造工艺,调整试验载荷,最终获得了疲劳试验验证。
关键词
主桨叶
失效模式
分析
改进
Keywords
main rotor blade
failure mode
analysis
optimization
分类号
V21 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
某直升机复合材料桨叶疲劳试验提前失效分析
被引量:
3
5
作者
陶宪斌
曾玖海
沈亚娟
机构
中国直升机设计研究所
出处
《科技创新与应用》
2017年第4期45-47,共3页
文摘
某直升机旋翼桨叶疲劳试验考核中发生蒙皮断裂,寿命远低于设计要求。分析表明蒙皮模压质量、泡沫对接缝对蒙皮应力影响较小,不足以造成桨叶疲劳试验的提前失效。通过有限元模拟发现蒙皮厚度不均匀导致的应力集中是疲劳试验提前失效的主要原因。采用改进后的旋翼桨叶完成另外两件疲劳试验。依据有限元分析计算出应力集中系数,结合第一件试验结果得到的疲劳极限与第二件、第三件疲劳试验的疲劳极限基本吻合。从试验、计算两方面均证明结构应力集中是疲劳试验提前失效主要原因。
关键词
旋翼桨叶
疲劳试验
有限元
应力集中
分类号
TG115.57 [金属学及工艺—物理冶金]
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职称材料
题名
某型机摇臂接头疲劳试验失效分析
6
作者
陶宪斌
曾玖海
苗洪涛
王胜霞
机构
中国直升机设计研究所
出处
《金属加工(热加工)》
2017年第11期32-35,共4页
文摘
某型机在疲劳试验考核中摇臂接头出现断裂,疲劳寿命远未达到设计要求。从结构设计、试验加载、断口分析、生产制造各方面进行失效分析,发现摇臂接头耳片内孔镀铬之前,喷丸处理未覆盖到耳片区域,导致接头耳片疲劳强度性能大幅下降,是疲劳试验过程中摇臂接头耳片提前失效的主要原因。在对接头耳片区域采取喷丸处理,重新加工了试验件并进行了试验考核,达到了预期的疲劳寿命,验证了之前的分析。
关键词
摇臂接头
疲劳试验
失效分析
验证
分类号
V216.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
基于弱连接的板级电路冲击响应的数值模拟
7
作者
付裕
曾玖海
陶宪斌
机构
中国直升机设计研究所
出处
《中国科技信息》
2018年第12期104-106,共3页
文摘
电路板焊点失效已经成为电路板失效的重要原因之一.本文介绍了电路板冲击的相关理论,并对建立的有限元模型的合理性进行了验证.对基于弱连接的板级电路冲击用ls一dyna软件进行了有限元分析,结果表明弱连接对于电路板焊点总体受力没有多大影响但对局部应力影响较大;当弱连接处在焊点容易失效的位置时,对局部焊点应力的峰值影响较大;弱连接时,与PCB板连接的焊点部分受到的影响要比与芯片连接的部分要严重.
关键词
板级电路
弱连接
数值模拟
冲击响应
焊点失效
应力影响
有限元分析
有限元模型
分类号
TN41 [电子电信—微电子学与固体电子学]
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职称材料
题名
直升机飞行载荷测量数据分析软件的控件开发
8
作者
吴堂珍
林斌
曾玖海
机构
中国直升机设计研究所
海军驻景德镇地区航空军事代表室
出处
《航空科学技术》
2017年第4期57-62,共6页
文摘
实测载荷是直升机疲劳设计与评定的关键数据。由于直升机实测载荷具有通道多、频率高、数据量大等特点,如何实现对实测数据高效快速处理显得十分关键。本文提出了一种用于直升机飞行载荷测量数据分析软件的控件程序开发技术,包含二维曲线及三维瀑布图控件,适用于大数据量的显示分析,可实现多条二维曲线并列显示及数据点的游标读取,不同视角的三维瀑布图旋转,具有易用,高效等特点。
关键词
直升机
飞行载荷
控件开发
测量数据
Keywords
helicopter
flight Ioad
control exploitation
measured data
分类号
V217.32 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
基于Paris解的直升机动部件损伤容限分析
9
作者
岳巍
李建伟
史斯佃
曾玖海
机构
中航工业直升机设计研究所
陆航驻景德镇地区代表室
出处
《直升机技术》
2013年第2期28-32,共5页
文摘
直升机金属动部件是单路传力结构,承受高周疲劳载荷,一般认为不适合采用损伤容限设计,但对多个螺栓连接的大型接头,有较好的损伤容限特性。文章根据线弹性断裂力学Paris理论,提出了一套适合直升机动部件的损伤容限分析方法,通过对某型机尾桨叶接头进行损伤容限分析,得出了具有高可靠度的较长的裂纹扩展寿命。
关键词
Paris解
高周
损伤容限
Keywords
Paris theory
high cycle
damage tolerance
分类号
V215.2 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
基于ABAQUS二次开发的直升机桨根快速建模方法及应力分析
刘俊增
曾玖海
《航空科学技术》
2023
0
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职称材料
2
直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿技术
曾玖海
曾本银
史斯佃
《直升机技术》
2003
13
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职称材料
3
直升机复合材料主桨叶缺陷容限验证技术
潘春蛟
顾文标
曾玖海
邹静
虞汉文
《直升机技术》
2015
5
下载PDF
职称材料
4
某复合材料主桨叶疲劳试验提前失效模式分析及改进
孙涛
刘伟光
曾玖海
贾良现
《直升机技术》
2011
4
下载PDF
职称材料
5
某直升机复合材料桨叶疲劳试验提前失效分析
陶宪斌
曾玖海
沈亚娟
《科技创新与应用》
2017
3
下载PDF
职称材料
6
某型机摇臂接头疲劳试验失效分析
陶宪斌
曾玖海
苗洪涛
王胜霞
《金属加工(热加工)》
2017
0
下载PDF
职称材料
7
基于弱连接的板级电路冲击响应的数值模拟
付裕
曾玖海
陶宪斌
《中国科技信息》
2018
0
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职称材料
8
直升机飞行载荷测量数据分析软件的控件开发
吴堂珍
林斌
曾玖海
《航空科学技术》
2017
0
下载PDF
职称材料
9
基于Paris解的直升机动部件损伤容限分析
岳巍
李建伟
史斯佃
曾玖海
《直升机技术》
2013
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职称材料
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