基于MSC.Patran的变速箱输出轴有限元分析

随着汽车行业的发展,对汽车变速箱的性能与质量要求越来越高。传统的试验方法仅能提供有限的数据,不能全面反映汽车变速箱的性能与疲劳寿命。因此,有限元分析作为一种有效的模拟分析方法,受到了越来越多的关注和重视。基于MSC.Patran软件对汽车变速箱输出轴进行有限元分析,通过建立变速箱输出轴的有限元模型,探讨疲劳设计思路,预测变速箱在工作过程中的应力分布和疲劳寿命,提出提高疲劳强度的措施,以期为汽车变速箱的设计和制造提供参考。

基于MSC.PATRAN的400 t起重船起重臂结构建模

MSC.PATRAN有限元软件在结构快速建模方面具有较强的优势。本文通过对400 t起重船起重臂的结构特点、作业工况、使用环境以及MSC.PATRAN功能特点分析,讨论起重臂建模的方法,能够比较完整地展现该起重臂的立体结构,为进行有限元计算和分析奠定基础。

运用md.nastran的鸟撞复合材料板显示非线性分析

针对鸟撞事件的频频发生,比如高层建筑物的玻璃,空中飞行的飞机等,通过msc.md.patran软件对鸟撞复合材料板建立简化模型,并得出提交到md.nastran中分析文件。进而得到结果文件,从而查看鸟撞时各个时刻复合材料板的变形,以及查看复合材料板的应力分布。并且可以绘制出应力与位移的时间历程曲线,为复合材料板结构强度设计提供理论依据。

基于MSC/PATRAN的飞机结构强度静力试验数据实时跟踪与处理系统开发

在Windows环境下,以MSC/PATRAN为平台,利用平台提供的二次开发语言PCL(Patran Command Language),并结合C++语言,通过客户化、增设特定的命令和窗体等技术开发了飞机结构强度静力试验数据实时跟踪与处理系统TestDTAS(Test Data Tracking,Analyzing and Processing System)。在结构试验进行中,TestDTAS可以实时地监测结构试验件中应力和位移的变化情况,并与理论分析结果进行对比,而在试验结束后,TestDTAS可以进行试验数据回放和分析,从而将试验与理论分析有机的结合在一起,对结构静力试验和结构设计有很高的实用价值。

飞机平尾升降舵接头耳片承载能力分析与试验

为给飞机平尾升降舵接头耳片极限承载能力试验提供参考依据,指导试验方案设计,采用非线性有限元法,将运动约束和节点力作为边界条件直接施加在产生接触的节点上,将加载棒作为刚体,将耳片作为变形体,运用MSC Patran和MSC Marc分析某飞机平尾升降舵铰链接头耳片在轴向0°,斜向45°和横向90°3个方向的承载能力,并给出对应的极限承载能力和应力分布情况,用于指导试验加载方案和应变片布置.通过接头耳片有限元计算得到的载荷—位移曲线与试验曲线大致吻合,预测出的试件破坏最大应力值和最易破坏部位与试验结果也相符合.

基于Patran环境的框架结构参数化有限元分析

MSC PATRAN软件只需输入必要的设计参数,就可以自动完成所开发产品的有限元分析。对一实际的框架结构实现了参数化有限元计算模型的建立以及约束和载荷的自动施加,从而实现了某框架结构的自动化静力有限元分析。开发的参数化设计软件系统具有弹出式菜单风格,便于设计人员使用。通过实际工程实例的计算,证明了所开发软件的正确性。

MSC Nastran优化功能在结构强度设计中的应用

对某型飞机机翼主梁,以MSCPatran、MSCNastran为基本工具,对其结构进行优化设计.优化后的结构重量、梁缘条面积、梁腹板厚度满足工程实际要求;通过有限元分析,翼尖扰度也满足变形要求.

抛物面天线反射面参数化建模与热变形优化分析

为更好地分析卫星在轨运行期间天线主反射面热变形对天线性能的影响,应用PCL,对MSC.PATRAN/NASTRAN进行二次开发,将参数化建模、抛物面拟合、型面精度分析引入有限元计算,并对某大口径复合材料天线主反射面在均匀温度场下的热变形进行了数值模拟,优选出合理的铺层方式,获得了变形后的天线性能指标.研究结果表明:数值模拟探索出适合于在轨卫星天线减少热变形的铺层设计方法,所获变形值、抛物面拟合参数、型面精度误差等结果符合设计要求,为复合材料天线主反射面的设计应用提供了依据,同时解决了通用CAE软件无法预估热变形对天线性能影响的问题.

曲轴疲劳寿命三维有限元分析

针对影响曲轴疲劳寿命的众多复杂因素以及准确估计曲轴疲劳寿命难度大的问题,以某型柴油机组成的动力装置为原始模型,运用三维有限元模态分析计算柴油机曲轴的动态应力,应用动应力载荷谱疲劳计算方法分析曲轴疲劳寿命.实验比较不同情况的曲轴疲劳寿命,比较后的相对值非常可靠.

基于有限元计算细观力学的RVE库的建立与应用

基于有限元计算细观力学理论,以MSC.PATRAN为平台,利用PCL(PATRAN command language)实现RVE(repr-esentative volume element)的参数化自动建模,建立RVE库,集成相应的细观力学计算程序,一体化预测复合材料宏观性能。通过工程实例,调用RVE库中的平纹编织复合材料RVE,预测平纹编织C/SiC复合材料的宏观弹性模量,对空天飞机全C/SiC复合材料机身襟翼进行静力有限元计算,实现结构材料一体化设计。

基于MSC Patran的飞机结构战伤快速修理程序

为使用模块化方法实现飞机结构战伤的快速修理,以MSC Patran为平台,利用其二次开发语言PCL和模型日志文件,通过自动加载编译函数文件、参数化建模、用户自定义菜单和图形界面、自动提交分析和读取结果等技术,开发飞机结构战伤快速修理程序.使用此程序分析几个典型案例,结果表明该程序不仅能满足多数飞机结构战伤修理的要求,而且可以大大缩短修理时间.

基于MSC Fatigue的脉动真空灭菌器疲劳分析

针对某些脉动真空灭菌器在未达到使用寿命时内壁就出现裂纹的问题,应用MSC Patran建立其有限元模型,调用MSC Nastran进行应力分析,然后应用MSC Fatigue软件进行疲劳分析.将所得寿命分析结果与实际工程使用情况比较,发现疲劳不是脉动真空灭菌器内壁产生裂纹的主要原因.

MSC Patran集成Fluent的方法及其在船舶工程中的应用

给出将Fluent求解器集成到MSCPatran平台下的实现方法,工程算例在集成前后的计算结果对比表明该方法在没有影响计算精度和处理效率的前提下,易扩展、易使用等集成性能有所提高.

打桩船桩架结构强度有限元分析

利用MSCPatran和MSCNastran对某打桩船进行桩架结构强度有限元分析,校核打桩作业时桩架在倾斜范围内的安全性,并绘制桩架的起重特性曲线.

飞翼式飞行器结构布局与构件尺寸的两级优化

为优化飞翼式飞行器的结构,提出同时考虑结构布局优化和构件尺寸优化的两级优化方法.第1级优化将翼梁数量范围和位置范围作为约束,以重量最轻为优化目标,采用iSIGHT的多岛遗传算法优化结构布局;第2级优化给予第1级给定的结构布局方案,在满足应力约束和位移约束的前提下,确定各构件最佳尺寸,使该结构布局方案的结构重量最轻.在第2级优化中,根据CAD外形模型和固定的结构布局参数,采用MSC Patran的PCL语言自动生成飞机的结构有限元模型,采用MSC Nastran优化全机结构,并将优化结果返回给第1级.再通过两级之间的迭代获得结构布局和构件尺寸的最优设计方案.整个两级优化过程用iSIGHT集成.实例表明该方法为飞翼式飞行器结构布局和构件尺寸协同优化问题提供1种有效的解决办法.

大展弦比复合材料机翼动力学分析

针对结构非线性对大展弦比机翼动力学特性影响很大的问题,使用MSC Patran和MSC Nastran软件进行有限元建模及分析,将大展弦比机翼建成薄壁盒型梁模型.研究大变形对机翼动力学特性的影响,比较复合材料盒型梁模型和金属盒型梁模型的计算结果,并讨论复合材料铺层顺序的改变对机翼动力学特性的影响.研究表明:复合材料机翼的各阶固有频率明显高于铝合金机翼;铺层顺序会影响复合材料机翼的固有频率.

船舶舱口角隅处有限元细化网格分析

利用MSCPatran和MSCNastran对某船舶舱口角隅处进行结构强度有限元细化分析.结果表明,细化分析的结果要远大于一般船体结构强度分析的结果.

细观力学方法预测单向复合材料的宏观弹性模量

基于细观力学预测复合材料宏观弹性模量的两种方法,以单向复合材料为研究对象,从理论上推导了复合材料三维桥联模型公式,并利用CAE软件M sc.Patran/N astran建立了RVE模型,进行了有限元模拟计算。两种方法计算的结果与实验均有较好的一致性,表明两种方法都是能够较好计算单向复合材料的宏观弹性模量。

基于HyperWorks 3MW风电机组轮毂的结构优化

为减轻轮毂质量、降低制造成本,在强度分析基础上,以HyperWorks作为分析平台,结合2种优化方法对轮毂进行结构优化,以优化结果为依据并结合实际设计经验重新建模,将MSC.Patran/Nastran作为分析平台对轮毂进行了极限强度分析.分析结果表明,优化后轮毂的最大应力为125 MPa,变形值和应力值均满足设计要求,使得轮毂质量比原来降低了30.74%.基于HyperWorks的结构优化,不但能缩短设计开发周期、减少试验次数、节省设计成本,还能有效地减小模型质量,提高结构性能.

基于MSC/NASTRAN的高速飞行器气动热与结构响应耦合分析程序开发

在Window环境下,以PATRAN为平台,利用二次开发语言PCL(patran command language)把气动加热工程计算方法与NASTRAN进行实时耦合,通过客户化、增设特定的命令和窗体等技术开发了飞行器气动加热/结构热响应耦合分析程序CASRAS(couple up aeroheating&structural response analysis program system)。该程序可对高超声速飞行器热防护系统进行快速隔热性能评估,对高超声速飞行器内部电子设备环境温度进行快速预估。通过物理模型归一化处理,能够对热试验方案的制定提供技术支持,从而将试验与理论分析有机的结合在一起,对热结构设计和结构热试验有很高的实用价值。