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基于光滑边域有限元法的二维裂纹扩展分析

应用力学学报 2019年第1期36卷 47-52,252页

作者：秦剑波谢伟王锋中航工业第一飞机设计研究院西安710089 西北工业大学航空学院西安710072

为了提高预测裂纹扩展路径的准确性和效率,本文将光滑边域有限元法和虚拟裂纹闭合法相结合,利用常应变三角形单元,获得裂纹尖端处的断裂控制参量应力强度因子,并运用最大拉应力准则求得裂纹在荷载作用下的启裂方向,对裂纹扩展轨迹给出... 详细信息

为了提高预测裂纹扩展路径的准确性和效率,本文将光滑边域有限元法和虚拟裂纹闭合法相结合,利用常应变三角形单元,获得裂纹尖端处的断裂控制参量应力强度因子,并运用最大拉应力准则求得裂纹在荷载作用下的启裂方向,对裂纹扩展轨迹给出自动跟踪方法;对三个典型二维裂纹扩展模型,预测了裂纹扩展路径,并将结果与参考文献中的结果进行对比,验证方法的有效性与准确性。数值结果表明:该方法具有单元简单、网格尺寸要求低、裂纹尖端处单元不需特殊处理等优点,是分析裂纹扩展问题简洁高效的数值计算方法。

关键词：光滑边域有限元法虚拟裂纹闭合法最大拉应力准则疲劳裂纹扩展

基于立体视觉的旋翼共锥度动态测量系统精度分析

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仪器仪表学报 2015年第8期36卷 1692-1698页

作者：欧巧凤赵平均熊邦书涂晓衍莫燕南昌航空大学图像处理与模式识别江西省重点实验室南昌330063 中航工业洪都航空工业集团有限责任公司飞机设计研究所南昌330024

为了提高基于立体视觉的直升机旋翼共锥度动态测量系统的精度和可操作性,全面分析了其测量误差。首先,介绍了测量系统模型及误差来源;其次,分析了双目立体视觉静态三维测量的误差;再次,针对旋翼共锥度的多目标动态测量特点,分析了系统... 详细信息

为了提高基于立体视觉的直升机旋翼共锥度动态测量系统的精度和可操作性,全面分析了其测量误差。首先,介绍了测量系统模型及误差来源;其次,分析了双目立体视觉静态三维测量的误差;再次,针对旋翼共锥度的多目标动态测量特点,分析了系统安装误差对共锥度解算精度的影响;最后,利用原理样机进行了6 058次静态测量重复实验,通过统计分析可知静态测量误差小于1.4 mm。对动态测量误差进行了仿真实验分析,给出了各参数对精度影响的量化结果,为实际共锥度测量的误差控制提供了理论依据。在标记点安装精度小于10 mm的情况下,动态测量误差小于3.5 mm,合成产生的总测量误差小于4.9 mm,能满足旋翼共锥度动态测量精度要求。

关键词：立体视觉旋翼共锥度测量误差分析

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基于状态空间方法的直升机扭振分析与验证

振动．测试与诊断 2023年第4期43卷 725-729,830页

作者：李宗秀高亚东于仁业黑龙江财经学院通识教育学院哈尔滨150025 南京航空航天大学直升机研究院南京210016 航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司飞机设计研究所哈尔滨150066

针对直升机的机械扭振系统模态易与发动机燃油调节系统耦合发生自激振动,当机械扭振系统的固有频率与旋翼激振力的频率接近或重合时,则会发生共振的问题,采用状态空间方法建立了直升机机械扭振系统动力学分析模型,计算了某型直升机机械... 详细信息

针对直升机的机械扭振系统模态易与发动机燃油调节系统耦合发生自激振动,当机械扭振系统的固有频率与旋翼激振力的频率接近或重合时,则会发生共振的问题,采用状态空间方法建立了直升机机械扭振系统动力学分析模型,计算了某型直升机机械扭振系统的频率、阻尼比和时间常数,并与直升机地面联合试验台测试的发动机100%转速和75%转速情况下的扭振一阶频率进行了对比分析,发现误差在工程应用可接受的范围内。建立的状态空间模型为后续与发动机、燃油控制系统数学模型组合进行稳定性分析打下了基础。

关键词：直升机扭振状态空间耦合频率稳定性

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机载制氮系统中空纤维膜分离特性

航空动力学报 2012年第6期27卷 1332-1339页

作者：冯诗愚卢吉刘卫华蒋军昌刘苏彦南京航空航天大学航空宇航学院南京210016 中国航空工业集团公司中航工业第一飞机设计研究院西安710089

采用微元方法建立了机载制氮系统中空纤维膜数学模型,并使用龙格-库塔法对其进行了数值计算,与实验数据进行对比后显示,误差不超过10%.然后分析了单位膜面积进料量、膜丝(membrane fiber)内外压比和氧氮渗透比其对产品气氧体积分数和制... 详细信息

采用微元方法建立了机载制氮系统中空纤维膜数学模型,并使用龙格-库塔法对其进行了数值计算,与实验数据进行对比后显示,误差不超过10%.然后分析了单位膜面积进料量、膜丝(membrane fiber)内外压比和氧氮渗透比其对产品气氧体积分数和制氮效率的影响.结果表明:增加单位膜面积进料量虽然可提高制氮效率的增加,但是会显著降低产品气中氮的体积分数,因此需要采用合适的流程设计以克服此缺点.压比和氧气渗透系数的增加均会使氧体积分数与制氮效率减小,但是提高渗透比对制氮效率影响不大,因此对于气体分离过程是有利的.通过计算模型及实验数据,分析了中空纤维膜分离理想度随压比和温度的变化关系,结果显示压力对理想度影响较大,随着压力增加,实际分离过程与理论值偏差趋大,而温度对理想度影响较小.

关键词：机载制氮中空纤维膜富氮气体油箱惰化分离系数

TC4钛合金搅拌摩擦焊焊缝成形及微观组织研究

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航空制造技术 2013年第16期56卷 160-163页

作者：李继忠董春林栾国红李辉孙志彬周海峰中航工业北京航空制造工程研究所中航工业沈阳飞机设计研究所南京晨光集团有限责任公司

通过优化搅拌头结构和焊接工艺参数,研究了TC4钛合金搅拌摩擦焊焊缝成形过程及微观组织。研究结果表明,搅拌头结构对焊缝成形影响显著,增大轴肩和搅拌针直径有利于消除缺陷;在焊接过程中,当热输入量较低时,搅拌区由α相超细等轴晶组成,... 详细信息

通过优化搅拌头结构和焊接工艺参数,研究了TC4钛合金搅拌摩擦焊焊缝成形过程及微观组织。研究结果表明,搅拌头结构对焊缝成形影响显著,增大轴肩和搅拌针直径有利于消除缺陷;在焊接过程中,当热输入量较低时,搅拌区由α相超细等轴晶组成,当热输入量大于β相变温度,搅拌区全部由片层状α+β双相组织构成。

关键词：钛合金搅拌摩擦焊相变

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激光冲击强化对钛合金棒件疲劳寿命的影响

激光与红外 2017年第9期47卷 1108-1112页

作者：姜银方彭涛涛虞文军冯文龙赵勇万全红江苏大学机械工程学院江苏镇江212013 中航工业成都飞机工业(集团)有限公司四川成都610000 中航工业成都飞机设计研究所四川成都610000

为了研究激光冲击对TC4-DT钛合金圆棒残余应力分布及疲劳特性的影响,采用ABAQUS有限元软件分析了不同冲击载荷下圆棒最小直径截面内残余应力的分布,并对试样先后进行了激光冲击强化试验和拉-拉疲劳试验,最后对疲劳断口形貌进行了对比分... 详细信息

为了研究激光冲击对TC4-DT钛合金圆棒残余应力分布及疲劳特性的影响,采用ABAQUS有限元软件分析了不同冲击载荷下圆棒最小直径截面内残余应力的分布,并对试样先后进行了激光冲击强化试验和拉-拉疲劳试验,最后对疲劳断口形貌进行了对比分析。结果表明,圆棒试样会在表面及近表面形成残余压应力层,在内部及中心区域产生拉应力,且表面残余压应力和内部拉应力皆随冲击载荷的增大而增大;内部拉应力区域面积远大于表面压应力层面积,致使疲劳裂纹扩展加速,从而导致疲劳寿命降低,对圆棒试件的拉-拉疲劳性能产生不利影响;圆棒试样经激光冲击强化后疲劳裂纹源向内部转移,且位于内部最大拉应力区域。该研究对轴类零件经激光冲击强化后的应用条件具有一定的参考价值。

关键词：激光冲击强化残余应力有限元分析 TC4-DT 棒件

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直升机旋翼桨叶鸟撞动态响应计算

振动与冲击 2013年第10期32卷 62-68页

作者：林长亮王益锋王浩文陈仁良尚晓冬南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院上海200232 清华大学航天航空学院北京100084 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司飞机设计研究所哈尔滨150066

基于旋翼综合气弹分析程序,求解出直升机旋翼桨叶在飞行过程中的稳态响应。以此作为鸟体撞击桨叶的初始状态,采用非线性流-固耦合算法,建立了直升机旋翼桨叶鸟撞动力学方程,利用直接数值积分方法求解桨叶的动态响应。并讨论了鸟体速度... 详细信息

基于旋翼综合气弹分析程序,求解出直升机旋翼桨叶在飞行过程中的稳态响应。以此作为鸟体撞击桨叶的初始状态,采用非线性流-固耦合算法,建立了直升机旋翼桨叶鸟撞动力学方程,利用直接数值积分方法求解桨叶的动态响应。并讨论了鸟体速度、质量、撞击位置、桨叶根部约束和离心力等参数对桨叶动态响应的影响,从而为直升机桨叶抗鸟撞设计提供一些理论依据。

关键词：直升机鸟撞桨叶动态响应,流-固耦合

基于非定常面元/黏性涡粒子混合法的旋翼/平尾非定常气动干扰

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航空学报 2014年第3期35卷 643-656页

作者：谭剑锋王浩文吴超林长亮南京工业大学机械与动力工程学院江苏南京211816 清华大学航天航空学院北京100084 南京航空航天大学航空宇航学院江苏南京210016 中航工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司飞机设计研究所黑龙江哈尔滨150066

旋翼/平尾非定常气动干扰是导致直升机纵向"抬头(Pitch-up)"现象的主要原因。为在直升机设计阶段准确分析旋翼/平尾非定常气动干扰以及由此引起的低速纵向操纵特性变化,通过涡量等效原则和Neumann物面边界条件建立了适用于旋翼/平尾气... 详细信息

旋翼/平尾非定常气动干扰是导致直升机纵向"抬头(Pitch-up)"现象的主要原因。为在直升机设计阶段准确分析旋翼/平尾非定常气动干扰以及由此引起的低速纵向操纵特性变化,通过涡量等效原则和Neumann物面边界条件建立了适用于旋翼/平尾气动干扰分析的非定常面元/黏性涡粒子混合法。该方法耦合了考虑尾迹时变效应的非定常面元法、黏性涡粒子法及涡量镜面法,以准确模拟旋翼和平尾的非定常气动载荷、旋翼尾迹的非定常特性以及旋翼尾迹对平尾的气动干扰效应。首先通过计算NASA ROBIN(Rotor Body Interaction)旋翼尾迹几何和诱导速度分布,并与实验测量值、时间精确自由尾迹及CFD计算结果对比验证方法的准确性。相比于时间精确自由尾迹,本文方法计算精度更高。随后分析了旋翼/平尾非定常气动干扰对平尾向下气动载荷和气动导数的影响,并分析了平尾构型对旋翼/平尾非定常气动干扰的影响规律。分析表明:旋翼尾迹与平尾干扰导致低速状态的平尾载荷突增,气动导数反号;低平尾气动载荷突增较大,高平尾较小,但高速气动导数反号;前置平尾载荷突增量减小,但对应速度范围较宽;右旋直升机右平尾载荷突增量较小,但气动导数特性基本不变。

关键词：非定常面元法黏性涡粒子法直升机旋翼平尾气动干扰

基于光固化快速成型技术的测压风洞模型孔道制造与性能评价

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航空学报 2011年第12期32卷 2335-2340页

作者：张威李涤尘赵星磊朱伟军王炜刘钧西安交通大学机械制造系统工程国家重点实验室陕西西安710049 中航工业集团成都飞机设计研究所四川成都610041

传统金属加工制造测压风洞模型存在难度大、周期长、成本高的问题,利用光固化快速成型技术,可以实现测压风洞模型气动外形-内部孔道的一体化成型制造。设计制作了不同孔径、长度的孔道结构模型,对孔道成型质量和孔道结构参数之间以及孔... 详细信息

传统金属加工制造测压风洞模型存在难度大、周期长、成本高的问题,利用光固化快速成型技术,可以实现测压风洞模型气动外形-内部孔道的一体化成型制造。设计制作了不同孔径、长度的孔道结构模型,对孔道成型质量和孔道结构参数之间以及孔道半径与设计半径之间的关系进行了研究,并对孔道的气密性以及通气性进行了验证。研究得出了可成型的测压模型孔道结构包括孔径、流道长度以及成型方向3个参数的设计原则以确保孔道成型后能够导通。另外,建立了不同孔径大小的设计补偿原则以减小快速成型制造误差。研究表明,测压孔道气密性、通气性均良好,基于光固化快速成型的一体化测压模型制造技术满足风洞试验要求,可以替代传统模型的测压金属管应用于实际风洞测压试验。

关键词：光固化快速成型风洞试验测压模型气密性通气性