无人机机翼主翼梁三维有限元分析及试验研究

建立了某无人机主翼梁的三维有限元模型,应用多点约束模拟主翼梁外梁和中梁的连接,基于ANSYS软件,计算得到主翼梁应力分布和变形量,并与试验结果进行对比,吻合较好;分析结果表明:主翼梁强度满足设计要求,最大应力位于外梁和中梁的对接区周围,并且在此区域存在一个高应力梯度区域,该分析结果为机翼及主翼梁的优化设计提供了理论依据;这种有限元分析与试验验证相结合的思路,可为无人机(UAV)其他结构分析提供借鉴。

某无人机翼身连接隔框三维有限元分析

基于ANSYS软件,建立了某无人机隔框的三维有限元模型,应用多点约束模拟框体受力,计算得到了前、后隔框的应力分布,确定了隔框的危险部位;然后把有限元分析的应力值与实验测量值比较,两者吻合较好,验证了有限元分析模型的正确性。根据此模型和分析结果优化前、后隔框结构,指导隔框设计,使应力分布尽量均匀、合理,对减轻该无人机质量,提高飞机性能,避免连接区域强度不足,具有重要意义。

汽车油箱冲压成形有限元分析与研究

由于汽车油箱是汽车动力系统供给的关键零件,如何高效、优质、低成本地生产汽车油箱是更重要的问题。运用Dynaform进行了有限元模拟,分析了压边力、凹模圆角半径、凸模圆角半径对成形极限的影响,并得出了最佳成形工艺参数,为实际加工提供理论支持。

某无人直升机机身框架动力学计算与试验研究

建立某无人直升机机身框架的动力学有限元模型,计算得到前六阶固有频率和振型,与模态试验结果相比较,误差小于3%,验证了有限元模型的正确性,表明该有限元模型能准确地反映该无人直升机框架的结构动力学特性。有限元计算的机身框架固有频率值避开了旋翼、尾桨、发动机主通过频率值,满足动力学设计要求。这种有限元计算、试验验证以及模型修改相结合的动力学分析方法,能保证框架固有特性计算的精确,也为无人直升机其它结构的动力学建模提供借鉴。

一种基于S-N曲线的结构高周疲劳寿命估算方法

基于有限元法,得到结构在一次任务中各组载荷下的应力水平,以Lagrange插值法拟合材料手册中S-N曲线,得到该任务下的疲劳寿命循环数。将上述算法编译生成可执行文件,实现结构从几何建模到寿命计算的自动化。以某无人直升机桨毂为例,估算其一次任务载荷下的高周循环次数。

无人机发动机系统温度采样AD转换方案及应用

提出一种在无人机系统发动机温度测量采样及AD转换的方案,由热电偶测量发动机缸体温度,得到的弱电压信号经线性放大,由AD采样转换,传送给单片机进行数据处理,并最终得到温度数据。研究结果表明:该方案能实时精确有效地测量发动机温度,并具有较强的抗干扰性能。

一种基于频域的相位差无源标签测距方法

针对基于信号到达相位差(Phase difference of arrival,PDOA)双频比相法测距方案频率选取随机性大,导致测距结果精度低等缺点,提出了一种基于频域的信号到达相位差(Phase difference of arrival in frequency domain,FD-PDOA)双频比相法测距方案。结合最小二乘法以及一次线性回归的思想,建立了测距的数学模型。利用Matlab对实验数据进行仿真分析表明:在0.5m和1.0m处,若采用PDOA双频比相法测距方案,误差分别在50%和30%上下浮动;采用FD-PDOA双频比相法测距方案,从整体上分析相位差值的变化特性,误差在10%上下浮动,进一步提升了测距精度。

复合材料层合板力学性能试验研究

使用DDL300微机控制电子万能试验机,研究了复合材料层合板力学性能试验方法,得到了某无人直升机旋翼桨叶层合板试件的拉伸、压缩和纵横剪切参数。这种复合材料层合板力学性能试验、数据处理方法和试验步骤可以为其它复合材料层合板的力学性能试验提供借鉴。

某无人直升机复杂系统动力学建模及试验验证

以某无人直升机复杂结构为研究对象,分别建立主框架、起落架、尾管、尾撑和垂平尾等组件的有限元模型;通过试验,修正各部件的有限元模型,运用MPC技术构建了全机复杂结构的动力学分析模型,最后进行了试验验证.

弹药产品生产过程质量审核结果数据处理方法

提出了一种适用于弹药产品生产过程质量审核的数据处理和指标融合方法。通过选择合适的满意度函数,将过程能力指数标准化,并作为"5M1E"定性指标审核结果的打折系数。该方法将过程能力作为定量指标,采取融合方法计算过程审核得分,使"5M1E"审核结果与过程能力在逻辑上表现为"乘"的关系,不同于VDA 6. 3过程审核对过程能力指数作为定性指标的处理方法。

基于ANSYS的转子发动机缸体传热过程有限元分析

基于ANSYS软件对某转子发动机缸体的传热过程及温度场分布进行模拟,结合缸体外壁面的温度测试结果,有效解决了瞬态换热系数难以确定的问题,实践表明有限元分析的结果对缸体散热设计具有指导作用。

某无人直升机陀螺减振器设计和试验研究

根据某无人直升机的飞行测量,获得其陀螺安装板的振动水平,对该陀螺减振器的频率和阻尼参数提出要求,设计了两种减振器,通过地面加速试验和试飞,优选设计方案。这种参数测定和试验选型的方法可为其他减振器设计提供借鉴。

某无人直升机主传动齿轮啮合强度分析

基于ANSYS分析软件,采用接触单元,对某无人直升机主传动齿轮副的啮合过程进行数值模拟,直观得到了啮合过程中齿轮副上的瞬态应力,并对该齿轮副进行疲劳计算,预估其寿命,从而为该齿轮安全工作和优化设计提供理论依据。这种基于ANSYS的齿轮啮合强度分析方法可为其它齿轮啮合疲劳传动分析提供借鉴。

某无人机用涡喷发动机主轴疲劳寿命计算

涡喷发动机主轴所承受载荷十分复杂,扭矩、轴向力、离心载荷和陀螺力矩等载荷共同作用于主轴,在高温区还承受热负荷。在这些交变载荷共同作用下,疲劳断裂失效是其主要失效模式。根据无人机的任务剖面,编制该无人机用涡喷发动机主轴的疲劳载荷谱;并用工程估算方法得到该涡喷发动机主轴的S-N曲线,基于ANSYS建立有限元模型并进行疲劳寿命分析,给出了该涡喷发动机主轴的寿命。

基于矩方法的无人机翼身连接接头可靠性分析

基于极限状态函数矩估计可靠度方法,计算了具有隐式极限状态函数的某型无人机翼身连接接头的可靠度。该方法通过求解具有隐式极限状态函数的接头最大等效应力的前四阶矩,并利用可靠度与极限状态函数矩的关系求解出了该接头的可靠度。

一种多通道电气双余度的无人直升机舵系统

为满足无人机飞行的安全性与可靠性,提出一种多通道双余度舵系统的设计方法。该系统采用无接触式设计,由DSP完成6路舵机的位置环控制,FPGA完成速度环控制,通过对主要模块的余度设计特点进行说明,采用模型比较和通道参数比较的方法,构成了系统的故障自检测模块。当出现一次同类故障或多次不同类故障时,系统仍能正常工作。分析结果表明:该方法达到了技术指标要求,余度切换时无明显扰动,并已在某型无人直升机上得到实际验证。

某无人直升机吹风试验的固定机构设计与分析

为保证风洞试验设备的安全,吹风对象固定机构的强度和刚度要满足要求。利用CATIA建立某无人直升机风洞吹风试验固定机构的三维模型,基于ANSYS软件模拟该无人直升机吹风试验的典型工况,得到固定机构在典型工况下的应力和变形值,确定固定机构的设计方案。这种CAD/CAE一体化的设计,能较大提高设计效率,为其他结构设计提供借鉴。该固定机构已经安全应用于某无人直升机的吹风试验。

某无人直升机桨毂高周疲劳寿命计算

桨毂是直升机的关键件,其寿命直接关系到直升机的寿命。基于ANSYS软件,计算某无人直升机桨毂在一次飞行任务中各组载荷下的应力水平,以Lagrange插值法拟合材料手册中S-N曲线,得到桨毂在每组应力水平下的疲劳寿命循环数,再根据Miner损伤累积理论,计算桨毂在该飞行任务时的可用小时数。将上述算法,编译生成可执行文件,实现桨毂寿命计算的自动化。

基于矩方法的无人机机翼可靠性分析

基于极限状态函数矩估计可靠度方法,计算了具有隐式极限状态函数的某型无人机机翼的可靠性。该方法通过求解具有隐式极限状态函数的机翼翼尖最大变形的前四阶矩,并利用可靠度与极限状态函数矩的关系求解出了该无人机机翼的可靠度。

某小型涡喷发动机扩压轮结构可靠性分析

以扩压轮的材料参数为控制变量,考虑扩压轮工作温度和离心力的耦合作用,基于响应面法,计算了某无人机用涡喷发动机的压气机扩压轮的结构可靠性,得到扩压轮的可靠性指标,判断其可靠性水平。计算时,编制接口程序调用ANSYS软件进行强度分析,实现可靠性计算的自动化,提高了分析效率。这种响应面法和ANSYS软件相结合的计算思路,可为其他热端旋转部件的可靠性分析提供借鉴。