直升机旋翼系统强度设计中的CAE仿真

介绍了CAE方法在直升机旋翼系统强度结构设计中的仿真应用情况。针对旋转部件的载荷和结构特点,在多年工程设计经验的基础上,建立了一套有限元分析模型和应力计算流程,通过专用程序处理,实现了部件应力分布的可视化显示。最后讨论了此方法的扩展应用。

双线摆桨毂吸振器减振效率评估研究

建立了双线摆桨毂吸振器与旋翼和机体的耦合动力学评估模型,通过分析桨毂振动载荷作用下机体的振动响应,评估桨毂上安装双线摆吸振器的减振效率,分析了旋翼、机体模态特性对双线摆减振效率的影响。研究结果表明,双线摆桨毂吸振器的引入实质上是对耦合系统进行调频,旋翼桨毂载荷及量值是确定是否采取双线摆减振设计措施的重要前提。

钛合金螺栓提前疲劳破坏原因分析

本文针对钛合金螺栓剪切疲劳试验发生提前破坏的情况作了相关的分析和断口检查,发现对于狭小的退刀槽处的喷丸处理可能会导致意外的划伤存在,可能会对钛合金螺栓的疲劳性能产生严重影响,提出需对退刀槽处做详细检查或者更换为滚压等工艺的方法避免发生提前疲劳失效的观点。在直升机疲劳强度领域起到一定的指导和借鉴作用。

复合材料疲劳分层的界面单元模型

提出一种三维黏聚力界面损伤模型,可以描述单调和交变载荷下层合复合材料混合型的分层损伤。损伤用界面所经历过的最大位移间断来定义,交变荷载下一个周期的加、卸载过程均考虑有损伤积累,模型还考虑了单调和疲劳损伤的门槛效应和交变载荷下裂纹的闭合效应。建立了包含该界面损伤模型的初始无厚度八节点等参界面单元,并引入加速损伤的算法,用一次计算循环代替若干次实际循环,提高计算效率。用该单元模型对某复合材料动部件疲劳分层裂纹的形成和扩展进行了模拟,得到了分层裂纹前沿界面局部损伤和结构疲劳分层的发展规律,模型预测的裂纹长度荷载循环次数对数(alogN)曲线和结构剩余刚度与试验数据吻合。