飞机拦阻钩的设计及其强度分析

https://www.wendangku.net/doc/4118768513.html,

飞机拦阻钩的设计及其强度分析

柳刚

(南京航空航天大学 航空宇航学院，江苏 南京 210016)

Email：liugang_1979@https://www.wendangku.net/doc/4118768513.html,

摘 要：介绍了飞机在地面或是舰载回收拦阻时拦阻钩的的工作原理和设计要求，并设计出某

型拦阻钩基本组成部分，并对在此拦阻钩下最大轴向载荷下进行有限元强度分析。本文为将

来拦阻钩的更详细的设计提供一定的参考,对以后拦阻装置的设计提供一定的规范。

关键词：拦阻钩；有限元；拦阻；CATIA

引言

拦阻钩与地面拦阻装置配合使用，能利用拦阻装置事先预置的拦阻载荷，在数十米或是数百米长度内拦停飞机。这是机上任何一种刹车装置都无法达到的制动效果。由于舰载飞机和路基飞机的拦阻要求不同，拦阻装置也略有不同。

舰载拦阻装置。现代航母一般都是装配定长拦阻长度的拦阻装置。该拦阻装置的拦阻划跑距离标明了拦阻装置的特性，只要被拦阻的飞机在拦阻装置设计范围内，无须考虑被拦飞机的拦套重量和拦阻速度的不同。

路基拦阻装置。舰载飞机要能在各种类型的路基拦阻装置上使用，其中包括冲出跑道或中止起飞和野外短机场着陆的应急拦阻，该拦阻装置要求机场盖板有一定的宽度范围，但没有固定的拦阻滑出长度。通常，用于舰载型拦阻的拦阻钩，一定适用于路基拦阻装置[1] [4]。

下图为一实物拦阻钩。

图1 实物F-18拦阻钩

1 拦阻钩的工作原理和设计要求

工作原理：拦阻钩一般装置于后机身腹部中央。当着陆时由飞行员在飞机座舱仪表板上按下释放拦阻钩按钮，拦阻钩在很短时间(如2秒)内放下，之后由纵向缓冲器压紧在道面上，使拦阻钩能很好的钩住拦阻绳。随后带动拦阻机工作，在规定的距离或是时间范围内耗散掉飞机的动能，从而使飞机很快停下来[1] [4]。

设计要求：作为初步设计，本文仅考虑最基本的设计要求，其主要组成部分为钩臂和钩头。

1.1 拦阻钩长度要求

主要有：（1）甲板索的数量、跨度和高度；（2）为了减轻重量和使钩旋转速度最小，使用短钩的可能性；（3）飞机在接近停车状态的操纵特性；（4）飞机拦阻钩与甲板初始接触的常见姿态；（5）拦阻

-1-

钩相对飞机机轮位置；（6）拦阻钩缓冲器和压紧装置的作用效率[1]。

1.2 拦阻钩钩头的设计要求

主要有：（1）拦套与逃逸特性的折衷设计。拦阻钩设计，应使得钩子在钩住一条绳索后尽可能不再钩住第二条绳索，或者在拦阻几何关系中保证不会出现上述第二条绳索干扰现象。（2）钩面角对套钩、脱钩性能的影响。最优钩面角选择需要兼顾飞机成功拦套不脱钩，以及拦阻滑跑结束时能顺利脱钩两方面的性能。（3）钩面与钩尖、钩面与拦索槽外形过渡设计。钩面和拦索槽的过渡区曲率半径尽可能大，使上钩时甲板绳索缠住钩头时引起的弯曲应力尽可能小。（4）钩面角选择。最优的钩面角选择需兼顾飞机成功拦套不脱钩和拦阻滑跑结束后能顺利脱钩两方面性能，（5）钩尖半径、钩喉半径的选择。小的钩尖很容易钩起甲板绳索，特别是甲板绳索受机轮压过，但过分小的钩尖半径会划伤绳索。（6）钩头重量。拦阻钩头重量的增加，会导致钩反跳的加剧以及相应拦阻缓冲器保持压力的增加，因此钩头和钩臂应设计的尽可能小[1] [4]。

1.3 钩头与钩臂的连接

由于钩头在使用中经常受严重磨损，需做不定期更换，因此要求拦阻钩的钩头应是可拆卸的。钩头在钩臂上的连接采用螺栓或是销子连接。连接轴线应处于与钩臂相垂直的平面内且与着陆表面平行。钩头在钩臂上连接，应考虑钩载的传递是通过钩头与钩臂之间的结构，而不是通过连接螺栓[1]。

2. 拦阻钩的建模

本文是论证性的对拦阻钩进行设计，采用CATIA建模，参考国外同类型飞机的所用钩（F-14A）[1] [2]：

2.1 拦阻钩头的设计

钩尖半径定为14mm，钩喉半径设计为适用于直径为35mm的拦索[1]。理想情况下钩尖半径等于缆索半径，但难以做到，钩头喉道接触半径应足够大，正常情况下甲板绳索直径达38mm，最小25.4mm，现在美国海军已不使用38-42mm直径的绳索。图2、3，4所示的是建模完成后的拦阻钩钩头。

应当注意在拦阻钩头设计中。1）钩喉相对绳索不能太大，小直径绳索有可能被压扁在沟槽内。钩喉处绳索槽边倒圆，减少甲板绳索的损伤，钩喉应该有较大的圆弧过渡区，不至于划伤拦阻绳索。2）在钩头钩尖处应尽可能大地加大圆角、去掉尖角，减小甲板的磨损。3）为了减轻重量将对于钩头进行一定的挖空[1]。

2.2 拦阻钩臂的设计

对于此类飞机，选钩臂长为2.3m，截面为环形，材料为超高强度300M钢。如上1.3所讲，钩头与钩臂之间连接，考虑到力的传递，应该是他们之间结构上的连接，而不是连接螺栓。在设计中钩头顶部挖空，

图2 拦阻钩钩头左视图 图3拦阻钩钩头顶视图

图4拦阻钩钩头后视图 图5拦阻钩钩臂

既能减轻重量，又能很好的与钩臂在结构上相连接。拦阻钩头突出部分插入钩头顶部可以在结构上传递载荷。螺栓只起到固定连接作用，而拦阻钩钩臂上的突起在拦阻钩钩起拦阻绳索，将绳索所传递的力由钩头经过钩臂突起传到机身上，这样加强了拦阻钩的强度。

2.3 拦阻钩的装配

在CATIA下把拦阻钩的基本组成部分组装起来，并进行干涉检查。组装图如下：

干涉检查图如下：

拦阻钩各部件之间没有任何干涉。

图6拦阻钩的装配件 图7拦阻钩装配件干涉检查

2.4 拦阻钩的运动

运用CATIA的运动学（DMU）模块，可以形象看到拦阻钩的放下以及收起的过程及位置。对于较短时间内（2秒）放下的拦阻钩，从原来紧贴机身腹部，拦阻钩绕与机身连接接头旋转向下65度。此时拦阻钩在纵向缓冲器作用下压紧跑道，随着飞机继续向前滑行，拦阻钩准备钩住在跑道上的拦阻绳索。下面两图分别为拦阻钩收上与放下位置关系。

图8拦阻钩收上状态 图9拦阻钩放下65度状态

3. 飞机拦阻钩的强度分析

参考同类型的拦阻钩在不同飞机总重、不同的拦套速度和离跑道中心偏心距离下，得到最大的拦阻钩轴向力。在总重为177777.78N，最大拦阻速度为71.06m/s下，轴向最大力为357777.78N[2]。

本文采用CATIA的有限元模块来进行拦阻钩的静力学有限元分析：把以前所做拦阻钩的模型部件整合为一个体并加上材料特性以普通钢为例（E=2e11+011N_m2）。拦阻钩为全钢结构。

首先对其进行约束（只有绕机身连接点可以旋转），按照实际情况把拦阻钩钩臂进行约束，拦阻绳把357777.78N加于拦阻钩钩槽内。

3.1 有限元划网格划分

本算例采用线性四面体元划分拦阻钩。

有限元节点数目： 8330

有限元单元数目： 32404

有限元单元自由度： 24990

线性四面体个数： 32404

图10拦阻钩有限元网格划分 图11拦阻钩在载荷下位移云图

图12拦阻钩在载荷下应力云图

3.2 施加载荷的分布结果

载荷施加于工作方向，采用分布力的形式添加，经过等效后为：

Fx = 3.578e+005N

Fy = -4.232e-005N

Fz = 3.427e-007N

Mx = -2.727e-006N

My = 3.895e-006N

Mz = 3.570e+004N

拦阻钩在此最大载荷下，在位移云图上可明显看出出现在钩头处，最大位移0.0194m，沿拦阻钩钩臂逐渐减小至0m。应力云图上应力最大出现在缆索沟槽内，最大为160MPa，次一级的应力沿沟槽与钩臂相交处，出现在离沟槽最近的钩臂下表面，直至钩臂尾部。总体上钩臂上应力沿着中心对称面是对称分布，离中性面越远应力越大。

4. 结论

由所受力的传递知，沟槽受到轴向拉力，对钩臂产生了一定的扭矩，因此最大位移分布与最大应力分布是合理的。普通钢的抗拉强度（σb）最小为400MPa，而此算例拦阻钩采用超强度钢，其抗拉强度最小为1373MPa，这种拦阻钩的设计静力学是合理的[1] [3]。

参考文献

[1] 《飞机设计手册》总编委会编. 飞机设计手册起飞着陆系统设计[M] 北京:航空工业出版社,2002:271-321

[2] Lyle W. Jones, Systems Engineer. Development of curve for estimating aircraft arresting hook loads [J]. Air force flight center Edwards air force base, California. 1982.

[3] 国防科学技术工业委员会.飞机拦阻装置通用规范[J] 北京,1998.

[4] Engineered Arresting Systems Corporation. Safety Bulletin [J]. May 2004

DESIGN STRENGTH ANALYSIS OF

THE ARRESTING HOOK

Liu Gang

College of Aerospace Engineering , Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing , 210016

China

Abstract

The work principle and design requirements of arresting hook when aircraft lands on ground or on carrier are introduced. Design the basic parts of arresting hook, the max axis strength analysis of arresting hook with Finite Elements Method are made. The reference of arresting hook detail design is offered in this paper, also the criterion of arresting system design in the next stage is made.

Keywords：Arresting Hook；Finite Elements Method；Arrest；CATIA

用romax软件进行齿轮强度分析及齿形优化流程

用r o m a x软件进行齿轮强 度分析及齿形优化流程-标准化文件发布号：（9456-EUATWK-MWUB-WUNN-INNUL-DDQTY-KII

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图2.2 增加一个轴组件 (3) 建立轴各段的截面形式、直径和长度，如图2.3。 设置轴各段的长度、截面直径、圆 图2.3 建立轴各段的直径、长度及截面形式 (4)当建完轴后，点击增加轴承按钮，打开轴承增加页面，选择符合要求的轴承。

增加轴承按 选择轴承界 图2.4 增加轴承界面 (5) 指定轴承安装在轴上的位置，如图2.5。 设定轴承在轴上位 图2.5 设置轴承位置截面

飞机结构强度复习要点

飞机结构强度复习要点 一、第一章 1.飞机平飞时，飞机上作用有哪四个力？说明其平衡表达式什么？飞机的过载表达式是什么，其值为多少？ 2.飞机作机动飞行时，在垂直平面内的机动动作主要有哪些？ 3.飞机的升力公式为如何表达，公式中各字母表示什么含义？ 4.飞机的升力大小直接取决于速压，其表达式是怎样的？其与高度和速度的关系是怎样的。 5.飞行受哪三个因素的限制。写出下图中A、A′、D、D′点对应的n、C y、q的表达式。 二、第二章 1.机翼的纵向构件有哪些？横向构件有哪些？ 2.机翼的典型结构型式主要有哪两类？ 3.机翼上所受的外载荷有哪些？ 4.机翼上的“三心”指的是哪三心？空气动力、机翼结构质量力分别作用在机翼的哪些作用线上？ 5.力在构件中传递时要遵循的原则有哪些？ 6.作用在翼肋上的力来自哪两个方面？ 7.在机翼的传力过程中，梁式机翼的翼梁腹板、缘条各主要承受什么力；单块式机翼的桁条于蒙皮一起承受什么力；蒙皮和腹板形成的合围框主要承受什么力矩？ 8.平直机翼结构中力的传递过程图示如下，请补出所缺部分。P39

9.某型机后掠机翼根部结构如下。图中的1点为固接，2、3、4可视为铰接。机翼外端传来的剪力和弯矩经前梁传递到加强翼肋处，扭矩已传到加强翼肋处。试说明剪力、弯矩和扭矩在根部段的传递情况。并用箭头在图中标识。 P42,43答案 13.试说明机身上弯矩是如何传递。并在图中标出分离蒙皮、机身大梁的平衡示意图。P67答案 三、第三章 1.飞机机身开口对飞机强度的影响有哪些？ 2 复合式机翼的受力特点？ 3 单块式机翼的特点？ 4写出飞机承受剪力弯矩扭转载荷的几种情况？ 5.前三点起落架和后三点比较有哪些优势？？ 6机翼的传力形式，传力过程（用箭头描述） Q M 弯 M 扭

飞机结构完整性研究现状及发展方向

第23卷　第3期　2005年9月 飞　行　力　学FL IG HT DYN AM ICS V ol.23　N o.3Sep.2005　 收稿日期:2005-02-01;修订日期:2005-07-05 作者简介:屈玉池(1961-),男,陕西长安人,研究员,主要从事航空发动机结构强度与科技情报信息管理研究。 飞机结构完整性研究现状及发展方向 屈玉池1,2,晁祥林2,陈　琪2 (1.西北工业大学航空学院,陕西西安710072;2.中国飞行试验研究院情报档案中心,陕西西安710089) 摘　要:飞机结构完整性是确保飞机安全寿命的重要条件之一。简要介绍了结构完整性在飞机设计中的发展进程及其作用;以F -4C /D 和F -16飞机为例,叙述了结构完整性在飞机结构设计和验证中的应用情况;最后指出 当前我国结构完整性技术的研究现状,以及下一步的研究重点。 关　键　词:飞机结构完整性;军用规范;载荷谱;损伤容限 中图分类号: V 215 文献标识码: A 文章编号:1002-0853(2005)03-0009-04 引言 飞机结构完整性大纲是从1957年B -47飞机出 现疲劳问题后提出的,由此对飞机结构完整性的研究逐步形成并得到发展,在飞机结构分析中的应用于1970年前后发生飞跃。1969年,一架F-111飞机由于机翼关键接头存在漏检裂纹,仅100飞行小时就发生事故;在此期间,C-5A 疲劳试验样机也过早地产生开裂现象。所以,1975年12月发布的《M IL-STD -1530A 美国空军结构完整性大纲(ASIP )》增加了结构损伤容限和耐久性分析以及地面试验要求,提高了对飞机结构完整性要求[1]。在以后的十几年中,结构完整性技术有了进一步的发展,并形成了《M IL -A -87221(U SAF )飞机结构通用规范》和《M IL-A-8860B(AS)飞机强度和刚度系列规范》。这些规范在近十几年来广泛用于飞机结构设计和验证。随着断裂力学、概率断裂力学的发展,在结构完整性要求的损伤容限、耐久性等分析中又融入了概率统计方法,使解决随机因素下结构发生破坏问题成为可能,进一步完善了结构完整性理论和方法。 1　飞机结构完整性研究进展 在1970年以前的结构完整性大纲中,结构分析的重点是静强度和“安全寿命”疲劳设计方法。该方法利用了一种假设,即用疲劳样机代表所有的生产型飞机,假定部队所用飞机的“安全寿命”为疲劳样 机寿命的四分之一。然而,正是在关键结构部位存在没有检测出的较大的初始裂纹引发了F -111飞机事故。该事故说明,所采用的安全寿命疲劳设计分析方法存在缺陷,所做的全部疲劳试验并不能预测出这类飞机结构破坏,因此,所应用的M IL-A-8860系列飞机强度和刚度规范不能满足飞机结构完整性要求,迫切需要一种新的满足结构完整性要求的评估飞机安全寿命的分析方法,由此推动了飞机强度和刚度规范的改进和飞机结构完整性技术的发展。 在1970～1980年执行的飞机结构完整性大纲中,结构安全寿命要求通过损伤容限和耐久性分析体现,并以规范的形式得以贯彻,使飞机结构能承受在制造、维修或服役期间所形成的裂纹而正常服役。美国军用规范M IL -A -83444规定了飞机结构的损伤容限要求;M IL -A -008666B 规定了耐久性要求;M IL -A -8867A 规定了地面试验要求。这三部规范反映了当时有关耐久性、损伤容限和地面试验的技术现状,并与其它结构规范共同构成了M IL-STD-1530飞机结构完整性大纲框架。 M IL-STD-1530A 把损伤容限和耐久性要求分开,损伤容限用破损-安全概念或缓慢裂纹扩展概念设计实现。为了满足耐久性要求,规定试验中所验证飞机的经济寿命必须大于设计服役寿命。在飞机结构评价中,损伤容限和耐久性要求还用来决定部队对飞机结构的维修计划,并提供检查、修理的方法和预期的时间。 近十几年来,结构完整性技术有了更进一步的

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图2.2 增加一个轴组件 (3) 建立轴各段的截面形式、直径和长度，如图2.3。 图2.3 建立轴各段的直径、长度及截面形式 (4)当建完轴后，点击增加轴承按钮，打开轴承增加页面，选择符合要求的轴承。 设置轴各段的长度、截面直径、圆锥方向

增加轴承按钮 图2.4 增加轴承界面 (5) 指定轴承安装在轴上的位置，如图2.5。 设定轴承在轴上位置 图2.5 设置轴承位置截面 (6) 按上述方法，把换挡机构的主轴、副轴全部建完。然后按图2.1，增加一个齿轮部件，如图2.6。

增加一个齿轮部件 图2.6 (7) 继第6步，出现齿轮参数选择界面，如图2.7，选择齿轮类型（直齿或斜齿），螺旋角，螺旋方向，模数，主动齿轮或被动齿轮，压力角等参数。 设置齿轮的模数、压力角、直(斜)齿、主被动形式 图2.7 齿轮参数选择界面 (8) 单击next，进入齿轮参数设置页面，设定齿轮的齿宽、变位系数、齿顶高系数、齿根高系数、齿顶倒角、齿根倒角、跨齿数等参数。

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年的努力，随着计算机技术的快速发展和普及，有限元方法迅速从结构工程强度分析计算扩展到几乎所有的科学技术领域，成为一种丰富多彩、应用广泛而且实用高效的数值分析方法。ANSYS简介 本文采用ANSYS有限元软件对荷载作用下的结构进行分析。ANSYS是一个具有高度可靠性的结构有限元分析软件,有着四十多年的开发和改进历史,作为世界CAE工业标准及最流行的大型通用结构有限元分析软件,ANSYS的分析功能覆盖了绝大多数工程应用领域,并为用户提供了方便的模块化功能选项。 ANSYS的主要功能模块有:结构分析模块、热分析分析模块、磁场分析模块、流体分析模块、声学分析模块等。它的前后处理系统非常强大,能很好地模拟和分析各种工况条件下的物体受力状态。 ANSYS分析的一般流程能够分为以下几个步骤: (1)进入前处理,设定材料属性; (2)建立构建模型,主要包括: ①建立几何模型; ②分配属性; ③有限元模型网格化分; ④施加约束条件及荷载。 (3)进入后处理

飞机结构强度有关适航条例

第25.305条强度和变形 (a) 结构必须能够承受限制载荷而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨害安全运行。 (b) 结构必须能够承受极限载荷至少三秒钟而不破坏，但是当用模拟真实载荷情况的动力试验来表明强度的符合性时，则此三秒钟的限制不适用。进行到极限载荷的静力试验必须包括加载引起的极限变位和极限变形。当采用分析方法来表明符合极限载荷强度要求时，必须表明符合下列三种情况之一: (1) 变形的影响是不显著的; (2) 在分析中已充分考虑所涉及的变形; (3) 所用的方法和假设足以计及这些变形影响。 (c) 如果结构的柔度特性使在飞机运行情况中很可能出现的任一加载速率会产生比相应于静载荷的应力大得多的瞬态应力，则必须考虑这种加载速率的影响。 (d) [备用] (e) 飞机必须设计成能承受在直到V D /M D的任何可能的运行条件下(包括失速和可能发生的无意中超出抖振包线边界)会发生的任何振动和抖振。这一点必须通过分析、飞行试验、或中国民用航空局适航部门认为必要的其它试验进行验证。 (f) 除经证明为极不可能的情况外，飞机必须设计成能承受因飞行操纵系统的任何故障、失效或不利情况而引起的结构强迫振动。这些强迫振动必须视为限制载荷，并必须在直到 V C /M C 的各种空速下进行研究。 〔中国民用航空局1995 年12 月18 日第二次修订，2001 年5 月14 日第三次修订〕 第25.307 条结构符合性的证明 (a) 必须表明每一临界受载情况下均符合本分部的强度和变形要求。只有在经验表明某种结构分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类的结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。当限制载荷试验可能不足以表明符合性时，适航当局可以要求作极限载荷试验。 (b) [备用] (c) [备用] (d) 当用静力或动力试验来表明符合第25.305(b)条对飞行结构的要求时，对于试验结果必须采用合适的材料修正系数。如果被试验的结构或其一部分具有下列特征：多个元件对结构总强度均有贡献，而当一个元件损坏以后，载荷通过其它路径传递导致重新分布，则不必采用材料修正系数。

飞机结构与强度课程设计模板

《飞机结构与强度》 课程设计 姓名： 学号：班级：指导老师：

一：问题描述 修改自《飞机结构与强度》书上例题4-11，如图所示为由6个杆件组成的衍架结构，5点受到一个方向向下的力F y ,其中1-2杆,2-4杆，3-4杆，4-5杆的长度为1m，2-3杆，2-5杆长度为1.414m。弹性模量E=206GPa；泊松比μ=0.3；作用力F y =-1000N；杆件的横截面积A=0.125m2。利用ansys10.0求解节点1,3支反力，各杆轴向力以及各节点位移大小。 二：建模过程 1．定义单元类型。选择主菜单中的“Preprocessor >Element Type>Add/Edit/Delete”，弹出对话框，点击对话框中的“Add…”按钮，又弹出一对话框（如图表1所示），选中该对话框中的“Link”和“2D spar 1”选项，点击“OK”，返回至上一级对话框，此时，对话框中出现刚才选中的单元类型：LINK1。点击“Close”，关闭。

图表1 2.定义几何特性。在ANSYS中主要是实常数的定义：点击主菜单中的“Preprocessor>RealContants>Add/Edit/Delete”, 弹出对话框，点击“Add…”按钮，之前定义的LINK1单元出现于该对话框中，点击“OK”，弹出下一级对话框(如图表2所示)， 图表2 在AREA一栏输入杆件的截面积0.125，点击“OK”，回到上一级对话框，点击关闭。 3.定义材料特性。点击主菜单中的“Preprocessor>Material Props> Material Models”, 弹出对话框（如图表3所示）,逐级双击右框中“Structural,Linear,Elastic,Isotropic”前图标，弹出下一级对话框，在弹性模量文本框中输入：206E9，在泊松比文本框中输入：

飞机结构与强度课程设计报告

《飞机结构与强度》课程设计报告 简单刚架结构受力分析 专业： 学号： 学生姓名： 所属学院：航空工程学院 指导教师： 二〇一四年12月

一、目的与意义 本课题旨在探究限元法在分析飞机结构力学有关问题时的作用，使我们对有限元法有个基本的了解，并锻炼我们的自主分析能力和对有限元分析软件的实际操作能力。 二、有限元分析原理与软件介绍 有限元分析原理 有限元分析（FEA，Finite Element Analysis）利用数学近似的方法对真实物理系统（几何和载荷工况）进行模拟。还利用简单而又相互作用的元素，即单元，就可以用有限数量的未知量去逼近无限未知量的真实系统。 有限元分析是用较简单的问题代替复杂问题后再求解。它将求解域看成是由许多称为有限元的小的互连子域组成，对每一单元假定一个合适的(较简单的）近似解，然后推导求解这个域总的满足条件(如结构的平衡条件），从而得到问题的解。这个解不是准确解，而是近似解，因为实际问题被较简单的问题所代替。由于大多数实际问题难以得到准确解，而有限元不仅计算精度高，而且能适应各种复杂形状，因而成为行之有效的工程分析手段。 有限元是那些集合在一起能够表示实际连续域的离散单元。有限元的概念早在几个世纪前就已产生并得到了应用，例如用多边形（有限个直线单元）逼近圆来求得圆的周长，但作为一种方法而被提出，则是最近的事。有限元法最初被称为矩阵近似方法，应用于航空器的结构强度计算，并由于其方便性、实用性和有效性而引起从事力学研究的科学家的浓厚兴趣。经过短短数十年的努力，随着计算机技术的快速发展和普及，有限元方法迅速从结构工程强度分析计算扩展到几乎所有的科学技术领域，成为一种丰富多彩、应用广泛并且实用高效的数值分析方法。 ANSYS简介 本文采用ANSYS有限元软件对荷载作用下的结构进行分析。ANSYS是一个具有高度可靠性的结构有限元分析软件,有着四十多年的开发和改进历史,作为世界CAE工业标准及最流行的大型通用结构有限元分析软件,ANSYS的分析功能覆盖了绝大多数工程应用领域,并为用户提供了方便的模块化功能选项。 ANSYS的主要功能模块有:结构分析模块、热分析分析模块、磁场分析模块、流体分析模块、声学分析模块等。它的前后处理系统非常强大,能很好地模拟和分析各种工况条件下的物体受力状态。 ANSYS分析的一般流程可以分为以下几个步骤: (1)进入前处理,设定材料属性; (2)建立构建模型,主要包括: ①建立几何模型; ②分配属性; ③有限元模型网格化分; ④施加约束条件及荷载。 (3)进入后处理 设置与分析程序相关的求解程序及参数,并直接递交运算或产生计算文件,例如, 确定分析类型(静力、动力、非线性等),工况组合以及要求输出的结果。 (4)评价分析结果

有限元分析及优化

内支撑有限元分析和优化 有限元试验软件和优化软件为ANSYS。模型为科研项目安全轮胎内支撑结构之一，本文主要对零压续跑下内支撑的强度做静力学分析，并在满足内支撑强度要求的前提下，进行拓扑优化使内支撑最轻。 一.有限元模型的前处理 1模型的建立 模型是由PRO/E软件建立，由于结构比较复杂需要做一定简化，并转换成IGES 格式倒入到ANSYS中。 2单元类型的选择 根据实际情况，分析单元类型选用SOLID45单元。SOLID45单元用于构造三维实体结构.单元通过8个节点来定义,每个节点有3个沿着X、Y、Z方向平动的自由度。 3材料属性的定义 模型的材料为镁合金，材料属性具体数值下表。 表镁合金属性 4施加载荷和约束 在零压续跑下，内支撑分体所承受的载荷与约束有以下几种： 由于存在预紧力，内支撑内圈与轮辋之间的相对运动很小，因此内支撑内圈简化为固定约束。 初始速度：由国外安全轮胎标准知，零压续跑下安全轮胎的角速度标准值为91.63rad/s。将该角速度以初始速度施加到内支撑上。 重力加速度：重力始终作用与内支撑上，以初始惯性力的形式施加重力加速 度。在ANSYS中加速度方向要与重力方向相反，加速度大小为9810 2 s mm。 车体载荷：。取轮胎常压下的标准载荷615kg进行计算，并取内支撑10°包角区域作为接地区域。用车体载荷除以接地面积算出10°包角区域的压强。在ANSYS中以压强的形式施加到10°包角区域。 预紧力：内支撑是分体结构，相互之间用螺栓连接，通过计算得出预紧力为：5123N。该力施加与螺栓孔上，方向沿内支撑切线方向。

经过有限元前处理后，模型如图1所示。 图1前处理模型 二.求解并查看结果 在安全轮胎零压续跑的情况下，内支撑分体的位移与应力分布如图2和图3所示： 由位移分析图可知零压续跑时，内支撑分体变形最大区域主要集中在螺栓连接端，而且在锁紧端出现最大位移0.029977mm，而且位移从两端到中间逐渐减小。 由内支撑应力分布图可以看出应力分布主要集中在两端的螺栓连接处，最大应力出现在锁紧端，并从螺栓空向四周扩散，在离两端较远的位置应力比较小。内支撑的最大应力值108.281MPa。

飞行器结构疲劳强度与断裂分析

飞机结构疲劳强度与断裂分析 院系：机电工程学院 专业：机械制造及其自动化（机械电子） 班级：94060109 姓名：于丹 学号：2009040601353 飞机结构疲劳与断裂分析的现状和未来的发展

疲劳强度是指飞机结果在无限多次交变载荷作用下而不破坏的最大应力称为疲劳强度或疲劳极限。实际上，飞机结构并不可能作无限多次交变载荷试验。 飞机结构在实际使用中，要不断承受交变载荷的作用。但是，早期设计给及只是从静强度上考虑，只要通过计算和试验证明飞机结构能够承受得住设计载荷（实际使用中所出现的最大载荷乘以安全系数），就认为飞机结构具有足够的强度。由于飞机结构承受交变载荷的作用，某些构建常常出现疲劳性能也较好。因此，飞机结构的疲劳问题并不突出，疲劳强度问题没有引起足够的重视。直到50年代前期，世界各国的飞机强度规范中对疲劳强度都还没有具体要求，不要求进行全尺寸结构疲劳试验。但是，随着航空事业的不断发展，飞机的性能不断提高，适用寿命延长，新结构、新材料不断出现，飞机结构在使用中疲劳破坏与安全可靠之间的矛盾逐渐显露出来了。 断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。 许多飞机结果，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后会产生裂纹或突然发生完全断裂。 疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。据统计，在飞机结构

飞机结构与强度课程设计报告

《飞机结构与强度》 课程设计报告 题目名称：单向受力矩形平板有限元分 析 专学业：号： 学生姓名：所属学院：指导教师：

二〇一五年一月 一、目的与意义 通过对结构与强度理论知识的学习，结合软件，用有限元的方 法对平板结构受力进行理论分析与计算，通过实例的方式，让学生深刻受力与结构变化之间的关系。 二、有限元分析原理与软件介绍 （一）、有限元分析基本原理： 有限单元法的基本思想是将连续的求解区域离散为一组有限个，且按照一定方式相互联结在一起的单元组合体。有限单元法是利用在每个单元内假设的近似函数来分片的表示全求解域上待求的未知场函数。单元内的近似函数由未知场函数在单元的各个节点的数值和其插值函数来表达。可以通过插值函数计算出各个单元内场函数的近似值，从而得到整个求解域上的近似解。随着单元数目的增加，也即单元尺寸的缩小，或者随着单元自由度的增加及插值函数精度 的提高，解的近似程度将不断改进，如果单元满足收敛要求，近似解最后将收敛于精确解。 采用有限元法时，先把连续体或结构划分为若干个有限大小的 元素，它们的形状随所选的模型不同而异，各个元素的大小可以不同，排列方式也没有严格要求。 有限元分析的一般步骤及过程如下：

步骤1：结构的离散化。有限元的第一步，是把结构或连续体 分割成许多单元，因而在着手分析时，必须用适当的有限元素把结构模型化，并确定单元的数量、类型、大小和布置。 步骤2：从区域或结构中取出其中一个单元来研究。选择适当的插值模式或位移模式近似的描述单元的位移场。 步骤3：单元刚度矩阵和载荷向量的推导。根据假设的位移模 式，利用平衡条件或适当的变分原理就可以推导出单元的刚度矩阵和载荷向量。 步骤4：由集合单元方程得到总的平衡方程组。连续体或结构由许多有限元的单元组合而成。因此，对整个连续体或结构进行有 限元分析时，就需要进行组合。把哥哥单元刚度矩阵和载荷向量按适当方式进行组合，从而建立总的平衡方程。 步骤5：求解未知节点位移。按问题的边界条件修改总的平衡 方程，使结构不可刚体移动，对于线性问题可以很容易地从代数方程组中解出节点位移。 步骤6：单元应变和应力的计算。可根据已知的节点位移利用固体力学或结构力学的有关方程算出单元的应变和应力。 （二）、软件介绍 本次分析主要用到两个软件：MSC.Patran和MSC.Nastran。 MSC.Patran是一个集成的并行框架式有限元前后处理及分析仿真系统。MSC.Patran最早由美国宇航局（NASA）倡导开发,是工业领域最著名的并行框架式有限元前后处理及分析系统，其开放式、

《飞机结构强度》课程教学设计优化

《飞机结构强度》课程教学设计优化摘要：本文从学情分析、教学内容设计、教学方法、教学资源和教学评价等方面，就如何优化任职教育课程设计进行了探讨，力求为任职教育课程改革提供借鉴。 abstract： this paper focused on the connotation and characteristics of the post education， discussed the optimization of teaching design from the analysis of students’learning state， the design of teaching contents，the teaching methods， the teaching resource and the teaching evaluation， so as to provide references for the curriculum reform of the post education. 关键词：课程教学设计；任职教育；教学方法；教学资源 key words： the curriculum teaching design；the post education；teaching method；teaching resoure 中图分类号：g642 文献标识码：a 文章编号：1006-4311（2013）06-0200-02 0 引言 课程是任职院校构建人才培养体系的基本单元，也是人才培养过程的基本载体。课程教学设计是对教学实施的系统构思，通过教学设计将现代教育理念、现代教育技术与任职教育实践结合起来，对于保证教学活动的顺利进行，提高教学的质量有着至关重要的作用。