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复合材料机械分析 FE 软件评估
第一步是进行文献研究和收集事实，以了解喷气发动机部件分析的要求和需求。然后，将沃尔沃的内部软件（沃尔沃现在使用的软件）与要求和需求进行比较和评估。在这项工作中，软件被证明是不够的，注意力集中在外部软件（沃尔沃现在不使用的软件）上。之后，审查了几种外部软件，并在简单的测试案例上测试和评估了 Patran Laminate Modeler。从这些测试案例中积累了经验。根据这一经验，提出了一种将此软件与其他软件结合使用的工作过程方法。然后在一个完整的组件上验证了这种方法。得出结论并记录下来。测试的内部 FE 软件是 Ansys 7.1、Patran 2004、Nastran 2004 和 Marc 2003。Patran Laminate modeler 是唯一经过测试的外部软件。
吊架接口的静态和疲劳应力分析... - IRJET
---------------------------------------------------------------------***--------------------------------------------------------------------------------- 摘要 - 挂架用于将飞机的框架连接到所携带的物品或物体上，因此，挂架是一种适配器，必须使用挂架来清除携带物品的控制面，并防止气流向机翼产生不必要的干扰。挂架通常设计成光滑的空气动力学形状，以减少空气阻力（阻力）。挂架有许多不同的形式、尺寸和设计，因此有不同的名称，如楔形适配器或短翼挂架。适配器安装在挂架下方。适配器的主要功能是在两侧携带双导弹。负载作用在适配器外壳的重心点（重心）上。适配器设计是为了减少阻力并增加推力。这是在现代飞机上使用的，因为它可以一次携带更多导弹。因此，在飞机的因素中必须考虑携带导弹的负载。关键词：适配器、吊架、patran 和 nastran、ansys workbench、导弹和发射器的负载。1.介绍
第 4 部分分析工具 - AnalysisChamp.com
简单杆、梁等机械部件可以通过提供闭式解的基本力学方法轻松分析。然而，实际部件很少如此简单，设计人员不得不采用不太有效的闭式解近似值、实验或数值方法。工程应用中使用了大量数值技术，数字计算机对此非常有用。在大量使用计算机辅助设计 (CAD) 软件的机械设计中，与 CAD 完美结合的分析方法是有限元分析 (FEA)。该方法的数学理论和应用非常广泛。还有许多可用的商业 FEA 软件包，例如 ANSYS、NASTRAN、Algor 等。本章的目的只是向读者介绍 FEA 的一些基本方面，因此内容非常具有介绍性。有关更多详细信息，建议读者查阅本章末尾引用的许多参考资料。图 19-1 显示了曲轴的有限元模型，该模型用于研究动态弹流润滑对轴承和结构性能的影响。1
机头的应力和简正模式分析...
典型的教练机为三轮式飞机，由一个前起落架和两个主起落架组成。为了保持空气动力学上光滑的表面，着陆舱门应盖上门。前起落架门通过三个铰链连接到飞机机身，铰链由连接到中央铰链的液压执行器驱动。NLG 门结构由两层铝皮制成，中间有加强筋，借助紧固件使其成为箱形结构。铰链由铝合金加工而成，通过钢合金螺栓固定在结构上。前起落架门设计用于抵抗不同条件下的临界气动载荷。使用 MSC/NASTRAN 对给定的边界条件和载荷进行前起落架门结构分析。对临界载荷情况进行静态强度和紧固件检查。对 NLG 门进行正常模式分析，以检查门相对于飞机结构的固有频率，以避免共振。关键词：- 前起落架门、正常模式分析和有限元分析。
Su-30MKM 水平对置式发动机疲劳裂纹扩展预测...
关键的飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用疲劳寿命评估和裂纹扩展预测来监测其关键部件的结构完整性。使用了各种方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。选择水平稳定器凸耳是因为它具有最高的疲劳失效可能性。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 Nastran 来模拟裂纹扩展。使用数值结果验证了裂纹扩展分析的结果。结论是，基于疲劳寿命循环，结构状态不会受到严重损伤，其失效大约在100万次循环左右，而耳片底部裂纹扩展位置是关键位置。研究成果将以延长耳片的结构寿命为目标。
马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性计划 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择翼根是因为它最有可能疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果与数值结果进行了验证。结论是，基于疲劳寿命循环，机翼根部结构状况不会受到严重损坏的影响，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间约为 30 至 100 年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将致力于延长飞机机翼的结构寿命。
翼盒拼接接头结构分析...
通常使用拼接来保持机翼蒙皮的空气动力学表面整洁。机翼是飞机产生升力的最重要的部件。机翼的设计因飞机类型和用途而异。翼盒有两个关键接头，即蒙皮拼接接头和翼梁拼接接头。内侧和外侧部分的顶部和底部蒙皮通过蒙皮拼接连接在一起。内侧和外侧的前翼梁和后翼梁通过翼梁拼接连接在一起。蒙皮承受机翼中的大部分弯曲力矩，而翼梁承受剪切力。本研究对机翼蒙皮的弦向拼接进行了详细分析。拼接被视为在机翼弯曲引起的平面内拉伸载荷作用下的多排铆钉接头。对接头进行了应力分析，以预测旁路载荷和轴承载荷引起的铆钉孔处应力。应力是使用有限元法在 PATRAN/NASTRAN 的帮助下计算的。疲劳裂纹将出现在机身结构中高拉伸应力的位置。此外，研究了这些位置总是高应力集中的位置。结构构件的寿命预测需要一个疲劳损伤累积模型。各种应力比和局部的应力寿命曲线数据
文章 马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长的关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性程序 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择了机翼根部，因为它最有可能出现疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果通过数值结果进行了验证。结论是，根据疲劳寿命循环，机翼根部结构状态不会受到严重损伤，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间都约为30至100年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将对延长飞机机翼的结构寿命产生重要影响。
Mark S Barlow 医学博士简历 2023
Sigma Gamma Tau 国家航空航天荣誉协会，1988 年 Tau Beta Pi 国家工程荣誉协会，1987 年 金钥匙国家荣誉协会，1986 年 美国杰出大学生国家荣誉协会，1986 年 Alpha Lambda Delta 国家新生荣誉协会，1986 年 工程经验 Dynacs Engineering（德克萨斯州休斯顿） 1997 年 2 月 - 2000 年 6 月 职位：结构动力学工程师 国际空间站兼职工程支持，侧重于结构建模和环境预测。编程包括 C、FORTRAN、NASTRAN 和 Matlab。平均每周投入时间 10 小时。 诺斯罗普·格鲁曼公司（德克萨斯州休斯顿） 1994 年 9 月 - 1996 年 6 月 职位：结构动力学工程师 负责 NASTRAN 分析以支持空间站微重力 AIT，包括使用 NASTRAN 进行特征解、瞬态时间模拟为实验室和散热器流体回路的新型流体动力学模拟做出了贡献，以评估它们对微重力要求的影响。 麻省理工学院（马萨诸塞州剑桥）1992 年 9 月 - 1992 年 11 月 职位：工程顾问 负责设计和计算机分析将在 NASA 兰利亚音速风洞中测试的可变几何机翼的组件。使用 ADINA 在 MIT 的 Cray 上执行结构建模。 美国空间服务公司（德克萨斯州休斯顿）1988 年、1989 年夏季 职位：工程实习生、员工工程师 职责包括小型运载火箭的结构分析和车辆开发。由于该公司规模较小，职责多种多样，从推进分析到结构设计。 出版物 Patrick CW、Xheng B、Wu X、Gurtner G、Barlow M、Kountz C、Chang D、Schmidt M、Evans GRD。 “Muristerone A 诱导神经生长因子从基因工程人类真皮成纤维细胞释放用于外周神经组织工程。”Tissue Eng 2001 年 6 月；7(3)：303-311。Orgill DP、Butler C、Regan JF、Barlow MS、Yannas IV、Compton CC。“血管化胶原-糖胺聚糖基质提供真皮基质并改善培养上皮自体移植的吸收。”Plast Reconstr Surg 1998 年 8 月；102(2)：423-9。Orgill DP、Solari MG、Barlow MS、O'Connor NE。“有限元模型预测皮肤接触烧伤的热损伤。”J Burn Car Rehabil 1998 年 5 月-6 月；19(3)：203-9。 Crawley EF、Barlow MS、van Schoor MC、Masters B、Bicos AS。“零重力条件下空间结构模态参数的测量。”AIAA 制导、控制与动力学杂志，1995 年 5 月至 6 月，第 385-394 页。Crawley EF、Barlow MS、van Schoor MC。“空间结构模态参数的变化。”AIAA 航天器与火箭杂志，1994 年。Doebling SW、Hemez FM、Barlow MS、Peterson LD、Farhat C。“通过模型更新选择用于损伤检测的实验模态数据集。”第 34 届 AIAA/ASME/ASCE/AHS 结构会议论文集，结构动力学与材料会议，加州拉霍亚，1993 年 4 月。 Bicos AS、Crawley EF、Barlow MS、van Schoor MC、Masters B。“1g 和 0g 下空间结构的模态参数。”航空航天设计会议论文集，AIAA 93-1115，1993 年 2 月。 Doebling SW、Hemez FM、Barlow MS、Peterson LD、Farhat C。“通过模型更新检测悬挂比例模型桁架中的损伤。”第 11 届国际模态分析会议论文集，佛罗里达州基西米，1993 年 2 月。 Crawley EF、Barlow MS、van Schoor MC。“空间结构模态参数的变化。” AIAA 论文编号 92-2209，发表于第 33 届 AIAA/ASME/ASCE/AHS 结构、结构动力学和材料会议，德克萨斯州达拉斯，1992 年 4 月。Barlow MS、Crawley EF。“零重力下可展开桁架结构的动力学：MODE STA 结果。”空间工程研究中心报告编号 1-92，1992 年 1 月。提交摘要 Barlow MS、Patel K、Snyder N、Zhao J、Heggers JP、Gould LJ、Phillips LG。“冲洗量对污染伤口细菌数量减少的影响。”发表于整形外科研究委员会第 49 届年会，2004 年 6 月。
适用于姿态控制应用的柔性航天器模型的设计和验证
本论文的目的是评估在之前的论文和科学文章中研究的柔性航天器模型与在 MSC Adams 软件中实施的相同航天器之间的比较，旨在验证该模型。借助这一创新工具，可以评估用户可能希望获得的几个功能，进行非线性多体分析，从而提供更真实的数据集。法国航天局 (CNES) 的 Picard 卫星被用作航天器的主体，其动力学用刚体的欧拉方程表示。太阳能电池板和反作用轮的配置在位置和尺寸方面相对于 Picard 进行了修改，以便在 MSC Adams 中建造航天器时具有优势并拥有更通用的卫星类型。特别是，考虑了四个对称的太阳能电池板和位于航天器质心的三个反作用轮系统。这项工作最重要的方面是卫星的柔性部分，由四个太阳能电池板表示。使用 MSC Patran/MSC Nastran 进行有限元法 (FEM) 分析，以获得模型所需的自然模式和频率，并评估刚性和柔性部分之间的耦合矩阵。论文的第二部分是关于在 MSC Adams View 中实现航天器设计以及通过 MSC Adams 和 MATLAB/Simulink 环境进行的模拟阶段。在机动过程中，为姿态控制实施了一个简单的比例-微分 (PD) 控制器，目的是实现所需的欧拉角，旨在模拟指向特定目标的新指向方向的命令。对这两个模型进行了比较，以便更好地了解太阳能电池板柔性的影响以及 MSC Adams 中更复杂的分析与通过数学模型线性化、更近似的分析之间的可能差异。还评估了三块太阳能电池板发生故障时的姿态控制。 PD 控制器确保在操纵过程中具有良好的性能和稳定的响应，尽管系统受到外部（仅考虑重力梯度）和内部（太阳能电池板的振动）干扰。不过，如果太阳能电池板发生故障，这种基本控制器仍会出现一些问题。