机翼复合材料张力蒙皮结构抗鸟撞分析

针对飞行器采用机翼前缘复合材料结构抗鸟撞的设计要求,提出一种新的设计构型,即张力蒙皮结构。使用显式碰撞动力分析软件PAM?CRASH,建立了四种复合材料张力层平板模型,并采用流固耦合方法对其进行鸟撞仿真分析和比较,从而确定张力层有限元模型形式;依据上述情况对复合材料张力蒙皮构成的机翼前缘结构抗鸟撞性能进行仿真分析。计算结果得到了张力层展开的位移、撞击最大接触力、鸟体动能下降百分比等几方面数据。结果表明:在同等条件下复合材料张力蒙皮结构与普通机翼蒙皮相比,能更好地防止鸟体穿透机翼蒙皮,证明可用于机翼结构的抗鸟撞设计中。

SPH和FEM耦合方法分析机翼前缘鸟撞的响应问题

鸟体的强度远比铝合金小,鸟体在撞击过程中表现强烈的流体流动性。介绍利用PAM-CRASH软件,采用SPH(Smooth Particle Hydrodynamics)和FEM耦合技术分析鸟撞机翼前缘问题。通过将鸟体离散成光滑粒子(SPH)单元,并且采用铆钉连接单元简化蒙皮和肋板的铆钉连接,准确分析了鸟撞动态特性。SPH方法在鸟撞仿真中,克服了网格稳定性问题,并能有效分析鸟体的飞散现象。

基于TC4紧固件在不同头型下扭矩与预紧力关系研究

分析了航空某型号用紧固件扭矩与预紧力的关系,以MJ8×1规格钛合金紧固件为研究对象,着重研究了钛合金紧固件在模拟航空航天型号部段实际安装环境下,不同头型紧固件及安装次数对安装扭矩与预紧力关系的影响,以及其相应变化的规律。研究结果表明:一是当螺栓预紧力达到5%~35%Fmax时(Fmax为螺栓标准规定的最小拉力载荷值),除头型外其余螺纹精度、性能等参数均一致的情况下,螺栓头部承载面积大的头型,所产生的端面摩擦扭矩大,达到同样预紧力时,所需的安装扭矩大;二是随着反复拧入次数的增加,达到相同的预紧力时,所需的拧紧力矩呈现递增的变化规律。

分级破碎机用螺栓剪切仿真分析与试验研究

分析了分级破碎机用螺栓剪切试验。以M8规格螺栓为研究对象,应用ANSYS软件对分级破碎机用螺栓进行剪切仿真分析,并与试验结果进行对比,数值模拟结果与试验结果吻合较好,分析了螺栓剪切动态加载过程中的应力场分布。研究结果表明,塑性应变区在上、下剪刀与螺栓接触刃口处,随着剪切试验进行,与螺栓接触刃口处的塑性应变区逐渐变大,上、下剪刀刃口几何参数对试验结果产生质的影响。

TB8钛合金紧固件疲劳断裂分析

采用外观检查、扫描电镜(SEM)断口观察、金相(OM)检验等方法分析了TB8钛合金紧固件疲劳断裂后的断口形貌和显微组织,并对紧固件头部附近的受力情况进行了有限元模拟分析。研究结果表明,疲劳试验后头部完全断裂的TB8钛合金紧固件均为多源疲劳开裂,同时可见三块疲劳区域,主疲劳区扩展相对较充分,但疲劳裂纹扩展距离均较短。不同疲劳试验结果的TB8钛合金紧固件显微组织均由等轴初生α相和β转变组织组成,再结晶后的β晶粒较小,且没有形成明显的晶界;而通过有限元模拟计算可知,当挤头部圆角半径(R)接近于1.0mm,同时紧固件抛物线流线离倒角较远时,紧固件头部的疲劳性能较好,这与疲劳试验结果相一致。因此,通过减小镦制时丝材端面与模具型面的摩擦力,以控制TB8钛合金紧固件挤头部区域的流线形态,同时在满足技术要求的前提下尽量减小R的尺寸,可以获得较高的疲劳强度。