齿轮载荷修正系数计算方法的研究

为了提高齿轮强度设计中各项载荷修正系数计算的精度和效率,依据齿轮承载能力计算标准GB/T 3480-83,以易于理解、便于程序计算和工程应用的方式,对齿轮载荷修正系数计算方法进行了深入研究与总结,开发了实现齿轮载荷修正系数自动计算的程序模块,只要输入齿轮的基本数据,不需要查表便可以得到齿轮的载荷修正系数。以某减速器齿轮为实例,通过手工与程序模块的计算结果对比,验证了齿轮载荷修正系数计算程序模块的准确性和精确性,为齿轮接触和弯曲的整体设计奠定了基础。

齿轮内啮合传动的重合度及载荷修正系数的计算(Ⅰ)──齿侧间隙的计算

在渐开线齿轮少齿差内啮合传动中 ,由于受力侧的内、外齿轮齿廓之间的齿侧间隙较小 ,当齿轮受载后会出现多齿对同时啮合的现象。运用解析的方法推导出理论齿廓之间的最小间隙计算公式以及考虑制造误差以后的齿廓之间的最小间隙计算公式。通过分析对比 ,发现某些齿对的齿侧间隙值已接近制造公差及齿廓变形的数量级。在啮合区间的左右端部 ,各对齿廓的齿侧间隙差别较大 ,但具有小间隙值的齿对数较多 ;在中部 ,各对齿廓的齿侧间隙差别较小 ,但具有小间隙值的齿对数较少。考虑制造误差与不考虑制造误差对齿侧间隙值的影响不大 。

雨载作用下浮顶结构有限元分析的载荷修正法

浮顶结构的受力与变形之间存在着非线性的耦合关系,这给计算分析带来了很大的麻烦。为了解决这一问题,本文提出了单盘式浮顶结构在雨水载荷作用下有限元分析的载荷修正计算方法。通过对浮顶结构力学模型的分析,建立了浮顶结构载荷与单盘挠度之间的关系式,并基于这一关系式给出了浮顶结构有限元分析的载荷修正法和相应计算方案。载荷修正法的基本思想是,首先利用有限元方法对浮顶结构进行几何大变形非线性分析,然后通过迭代修正来调整载荷大小,使得计算得到的载荷与挠度满足给定关系式,最终获得浮顶结构的变形与受力情况。最后,将计算结果与试验结果进行了比较,验证了本文提出的计算方法的有效性和可靠性,为浮顶结构的进一步有限元分析打下基础。

大型直缝焊管压力矫直载荷修正系数优化

依据多次三点弯曲压力矫直控制策略，分别给出了基于最小二乘曲线拟合原理和基于弯曲变形能相等原理的最优载荷修正系数的确定方法．由有限元仿真结果可知，前者计算出的最优载荷修正系数偏大，这是由于忽略了当加载弯矩大于理论矫直弯矩时对管件的影响远大于加载弯矩未达到理论矫直弯矩时的影响，而包含该因素影响的基于弯曲变形能相等原理计算出的最优载荷系数则比较适用．不同几何尺寸、不同初始挠度分布、不同矫直次数的小尺寸管坯矫直的物理模拟实验结果验证了基于弯曲变形能相等原理计算最优载荷修正系数的可行性与可靠性，可将初始直线度为4‰～10‰的管件矫正到1．1‰以内．这为多次三点弯曲压力矫直控制策略提供了便捷途径，也为自动化和智能化矫直奠定了基础．

基于材料疲劳特性的零部件低周疲劳试验载荷修正

航空发动机零部件低周疲劳试验时,由于试验温度与发动机实际工作环境温度不一致,需要对载荷进行修正。基于材料疲劳特性数据,给出了一种疲劳试验的载荷修正方法。该方法可综合考虑循环次数、循环类型、应力集中、循环硬化/软化等材料特性的影响,相比以往依据极限强度进行载荷修正的方法更为全面、合理。同时,给出了基于材料疲劳特性进行载荷修正的流程图,通过实例介绍了该方法在低周疲劳试验载荷修正中的应用。

断裂过程区D-B模型的叠加原理和载荷修正法

提出分析中心裂纹板剪切断裂的断裂过程区Ｄ－Ｂ模型的叠加原理，考虑了压剪断裂的摩擦阻力和体现有限板宽影响的载荷修正，以非常简便的方法推导出计算断裂过程区长度和位移的公式．

齿轮内啮合传动的重合度及载荷修正系数的计算(Ⅱ)──载荷修正系数数据表

在获得齿轮内啮合传动的齿侧间隙计算公式以后 ,结合齿对刚度的计算公式 ,推导出齿轮内啮合传动的加载重合度及载荷修正系数。通过对具有不同模数、齿数、齿数差、变位系数及载荷的齿轮内啮合传动模型的计算 ,发现载荷及齿数 (传动比 )的变化对载荷修正系数的影响较大 ,齿数差及变位系数的变化对载荷修正系数的影响较小 ,齿轮的精度对载荷修正系数的影响最大。载荷修正系数在 0 .3 0至 1.0

转轴低温试验与载荷修正

为了检查低温条件下转轴的应变片电桥输出,在温度箱内对转轴进行了低温加载试验。本文描述了整个试验过程,并结合相关的材料力学理论,对温度试验的数据进行了分析,找到了温度对载荷的影响关系。

多缸柴油机曲轴曲柄销理论载荷修正

针对多缸柴油机曲轴曲柄销理论载荷数值精度不高的问题,考虑曲轴弹性变形和惯性力计算误差,通过Adams刚柔耦合多体动力学仿真对理论载荷进行修正,提高理论载荷精度和可靠性。结果表明:动力学仿真相较于理论分析更符合曲轴实际工作情况,动力学仿真曲柄销最大载荷599.65 kN,理论最大载荷584.02 kN,修正误差2.59%,其他载荷均有不同程度修正,为多缸柴油机曲轴强度校核等工作提供了依据。

基于随动加载的起落架载荷误差评估与修正

全尺寸飞机柔性起落架静力试验中,起落架受载变形引起加载力线改变,从而带来加载误差。为提高加载准确度,起落架随动加载技术被广泛使用。通过对随动加载模型的分析,得出该加载技术试验过程中理论上依然存在加载误差。采用向量、矩阵运算结合力学平衡方程推导得到随动加载技术误差计算公式和载荷修正公式。选取某型飞机起落架静力试验典型工况(两点滑行刹车)进行载荷误差评估、修正与验证。结果表明:随动加载技术试验过程中航向和垂向最大加载误差小于工程允许的1%误差,侧向加载误差引起的最大约束反力误差小于工程允许的5kN;载荷修正后,最大约束反力误差小于2kN,加载准确度得到了进一步提升。从理论上分析了柔性起落架发生变形后载荷误差并进行修正,研究成果为起落架静强度试验过程中主动载荷和约束点载荷误差分析提供了理论依据。

修正载荷增量法对结构后屈曲的分析及其实验

本文对杆系结构的后屈曲特性进行了分析,并提出相应的修正载荷增量法,同时提供了网壳后屈曲特性的实验研究结果.

基于误差控制的大展弦比机翼静强度试验载荷处理技术

全机静力试验中,机翼作为主要考核部位,其受载是否准确对试验结果具有重大意义。高空长航时飞机机翼一般展弦比较大,试验中其加载方向会随着机翼的变形发生变化,导致试验机受载与实际情况不同,试验结果不准确。为解决上述问题,提出了一种针对大展弦比机翼试验载荷的处理技术,将原始载荷处理为试验载荷并进行修正。最后以某大型客机机翼为研究对象,对其载荷进行处理并应用。结果表明该处理方法满足试验要求,具有较高的精度,对同类问题具有很高的参考价值。

用不同算法时载荷条件对重型车比排放影响的对比试验

为了定量评价重型车单位行驶里程排放、单位发动机做功排放水平随载荷比例的变化情况,对于6辆国Ⅵ标准车辆和2辆国Ⅴ标准车辆,使用车载排放分析系统,进行了不同载荷比例的实际道路工况排放试验。结果表明:国Ⅵ车辆单位行驶里程颗粒物数量(PN)排放载荷修正系数随着载荷比例的增大而显著增加,拟合曲线斜率为0.0119,而国Ⅴ车辆的斜率为0.0012,远低于国Ⅵ车辆。随着载荷比例的增大,国Ⅵ重型车单位发动机做功的PN和NO_(x)排放增加,CO_(2)排放不变,CO排放降低;行驶相同的里程时,载荷比例越大的国Ⅵ重型车,单位质量整车的PN排放水平越高,CO、CO_(2)和NO_(x)排放水平越低。在高载荷比例条件时,国Ⅵ车辆在最初的市区阶段和最后的高速阶段出现了很高的PN峰值。

考虑剖面内加载的飞行载荷测量

针对剖面内加载可能引起虚假载荷的问题,基于叠加原理,推导了一种可考虑剖面内加载的飞行载荷测量方法,并将其应用于翼面的非根部飞行载荷实测中,比较讨论了剖面内加载对载荷方程以及飞行载荷的影响。

风洞天平不回零校正及修正方法研究

本文报告了一台典型的六分量天平在瑞典航空研究院 MK6校正架上进行回零校正与不回零校正的比较,弄清了不回零校正与回零校正的差别,然后用三种修正方法对不回零校正的载荷进行修正,发现直接投影法修正的效果最好,此方法已用到 FFA 新建的1.5米跨音速风洞的校正架上。

关于外载荷作用下标准法兰评估方法的探讨

当量压力法作为一种评估外载荷作用下法兰连接系统承载能力的方法,计算简单,评估快捷,在石化行业应用较为广泛。但该方法对法兰承载能力的评估无法量化,工程人员往往只能简单地将当量设计压力与最大允许工作压力进行比对,导致评估结果比较保守。文章围绕当量压力法进行研究,结合工程设计实例,就其保守性展开讨论,并引入外载荷修正系数,使采用当量压力法评估法兰可靠性更加合理。

有限宽板中心裂纹断裂过程区的长度和位移公式

对岩石、混凝土和陶瓷等准脆性材料进行断裂分析 ,有必要研究裂纹前端的断裂过程区所起的作用以及各种因素对它的影响。本文提出分析有限宽中心裂纹板剪切断裂过程区的方法 ,此方法基于D -B模型的叠加原理 ,考虑了压剪断裂的摩擦阻力 ,并将有限板宽影响简化为载荷的修正 ,以非常简便的方法推导出计算断裂过程区长度和位移的公式 ,这些公式补充了现有文献只有“无限大”板的解的不足。利用这些公式 ,分析各种参数对断裂过程区长度和位移的影响变得非常方便。

等寿命曲线在直升机动部件疲劳定寿中的应用

直升机动部件的疲劳定寿中,为考虑平均载荷的影响,不可避免地需要采用简化的近似等寿命曲线对疲劳特性和飞行载荷进行修正处理。为防止因修正处理不当而造成影响定寿结论和使用安全,本文对目前国内外常采用的修正方法进行了分析,并提出了工程应用中的处理原则和措施。

考虑机动载荷不确定性的机翼气动弹性优化设计

提出了一种考虑飞行器机动载荷不确定性的气动弹性优化设计方法,并应用于一个小展弦比机翼的结构设计中.针对使用理论线性气动力和风洞试验气动力时存在的不确定性,发展了一种载荷修正模型,用于预测理论线性气动力和风洞试验气动力摄动时的严重载荷.定义了3类严重载荷目标函数,并在4种典型机动状态下,针对机翼三个剖面进行载荷评估,基于序列2次规划法,确定严重载荷状态;在此基础上,以质量最小为目标,以结构应力、变形和颤振速度为约束,采用遗传-敏度混合算法开展气动弹性结构优化设计.所得到的最优结构虽然比单独采用理论线性气动力或试验气动力得到的最优结构要重,但由于在设计之初考虑了气动力的不确定性,因而在实际飞行中遭遇严重载荷时将更具鲁棒性,可降低结构重新设计的风险.