载荷方法（共12篇）
载荷方法 篇1
1 引言
飞机结构载荷谱是飞机结构进行耐久性/损伤容限设计、分析、试验的基础, 也是飞机定寿的主要依据之一[1]。载荷谱的研究经历了从简单的常幅载荷谱到程序块载荷谱, 然后到飞-续-飞载荷谱发展过程。早期的载荷谱, 主要是通过记录飞机飞行过程中重心过载次数得到的重心过载谱, 这种载荷谱参数单一, 部分根据重心过载谱导出的部件载荷谱误差较大[2]。近年来随着结构健康监测技术的出现, 人们也在尝试通过应变传感器对结构载荷进行在线监测[3], 得到的飞机结构载荷, 既可以为载荷谱的编制提供依据, 又能够对飞机寿命的使用情况进行监测。因此, 国外航空先进国家都对基于应变监测的载荷监测方法给予了大量的研究。例如, 英国在狂风、鹞式等战斗机上、澳大利亚在F-18战斗机上进行了基于应变监测的飞机结构载荷监测方法的研究和应用[4]。美国在F-35上也应用了载荷直接监测方法, 在有关军用规范[5]和标准[6]中也提出了相关要求。
基于应变监测的载荷监测方法的关键是载荷回归方程的建立, 而回归方程建立过程中最大的挑战是回归方程的标定。由于飞机结构在空中载荷监测过程中监测系统自己不能对自身进行标定, 系统必须依赖地面加载试验进行标定[7]。对于使用中的飞机而言, 由于结构的限制, 目前标定试验中载荷仅仅能加载到飞机限制载荷的50%~60%, 这样势必影响回归方程的准确性。而在飞机结构地面强度试验阶段, 有大量的各级尺寸和各类工况的强度验证试验, 如果在地面强度试验中就考虑结构载荷的监测和标定方法研究, 这样不仅可以提高载荷监测回归方程的精度, 而且可以节省大量的人力物力。
近年来, 由于复合材料的高比强度和比模量, 在航空领域得到日益广泛的应用。机身、中央翼盒等复杂受力结构也开始应用复合材料。如美国的F-22、俄罗斯新一代的歼击机都在机翼、鸭翼和机身结构中, 广泛采用了复合材料结构[8]。机翼在飞机升空飞行中是重要的承力结构, 机翼根部为最大承力截面[9]。选取复合材料盒段为研究对象, 通过地面试验, 模拟研究机翼根部弯矩、剪力、扭转等载荷的监测方法, 探讨通过地面强度试验对回归方程标定的方法。
2 复合材料盒段力学模型
这里采用的试验件为复合材料盒段, 如图1所示的三梁试件, 试件几何尺寸为760mm×510mm×106mm, 复合材料为G0827//BA9912, 对称铺层, 采用VARI成型工艺。由于一般的结构部件是弹性变形体, 它在外载荷作用下产生变形, 并产生相应的内力[9]。考虑到结构部件绝大多数在小变形条件下使用, 为了简化计算, 采用结构力学中的两个基本假设:小变形假设, 即结构在载荷作用下的变形很小, 不影响结构的外形几何尺寸;线弹性假设, 认为结构为线弹性系统。
对于盒段, 结构主要承受弯矩、剪力及扭矩的作用。在外载荷作用下, 结构将产生相应的内力、正应力和剪应力。为了便于工程化计算, 我们将盒段模型简化如图2所示。由于盒段根部为最大承力截面, 我们选取截面A为测量截面 (B为备用截面) 。
简化后有:结构的横剖面在自身平面内的投影在受力过程中不变化;剖面上的正应力和剪应力沿壁厚均匀分布;横剖面上剪应力方向与壁中线方向一致;应变平面分布假设:ε=ax+by+c, x, y为剖面上各点坐标。在载荷试验中规定坐标系:原点为盒段根部截面的o点, 沿盒段梁方向为x轴, 向前为正;水平面内垂直x轴为z轴, 向左为正。y轴垂直向上。
3 载荷应变方程推导
通过受力分析可知应变值与该片位置以外的翼面上的载荷为线性关系[10], 则载荷-应变方程[11]可表示为
根据最小二乘原理, 按此式可计算出{a1j}, 同理可算出{a2j}, {a3j}, 这样系数矩阵{aij}就可以确定了。而上式方程解存在的必要条件是正则方程的系数行列式值大于零, 即|{εij}T{εij}|>0, 即相同特性的应变片不能在同一个载荷方程中使用, 为了不降低载荷方程的精度, 还应将无响应的应变片 (系数为零) 剔除。
4 传感器网络与试验加载方案设计
由于结构复杂, 粘贴面上的应变片所感受到的拉或压应变往往是多种载荷综合作用的结果, 为了得到单一载荷作用下的应变量, 要合理选择应变片的粘贴位置, 尽可能把其它载荷造成的干扰信号排除在外, 如在测量截面弯矩M时, 要避开Mx, My对弯矩的影响, 只对MZ产生的弯矩敏感。另外应变片要避免贴在应力集中部位。针对复合材料盒段, 经过受力分析可知测量弯矩、扭矩的应变片贴在盒段蒙皮表面, 剪力应变片贴在腹板部分。应变片贴片位置如图3、图4所示。1-6、25-30为弯矩应变片, 7-18、31-42为扭矩应变花。19-24、43-48为剪力应变花。
为了得到准确的载荷回归方程, 这里设计了5个加载点, 9种标定工况。两种验证工况, 如表1、表2所示。在地面标定试验中, 每种工况载荷按10%为一级进行逐级加载, 各种工况的载荷每次预载到30%, 主要是为了抵消构件连接处变形的不连续性和结构对小载荷的不敏感性等因素影响。正式试验以10%为一级进行逐级加载, 每种工况至少重复3次, 以保证试验数据的线性和重复性。加载点位置如图5所示。实验现场实施如图6所示。
5 标定试验数据处理与载荷回归方程的检验
5.1 原始数据的检验
对于原始数据的检验主要是线性好坏的检验[12]。以弯矩应变为例, 有
对于每一种加载工况, 有
为了检查原始数据的线性度, 现对每个应变输出和载荷进行一元线性回归。以y=ax+b为直线拟合的模型, 计算:协方差为经过上述处理, 得出所需的直线方程, 查看相关系数是否满足检验要求。最终得到a, b的估计值
最终得到y=a赞+b赞x。式中, y为应变;x为输入载荷。一般每个加载点加载3次, 分10级加载。经过3次回归得到3个的估计值, 取他们的平均值为b。这个b是能够真实反映加载点上载荷与应变关系的。为最终载荷方程的正确建立奠定了基础。
5.2 回归方程检验
回归方程的剩余标准差是衡量回归方程精度的标志[13], 对于载荷方程, 例如弯矩方程, 由试验加载计算出的M值, 和由载荷方程计算得到的弯矩M', 计算出残差为 利用计算出的标准差, 就可以对载荷方程进行统计检验, 从中选出最优的载荷方程。
一般采用F检验法对载荷方程进行显著性检验, 仍以弯矩为例, 选取统计量F为载荷方程各系数平方与系数标准差平方之比, 即当给定显著值α=0.005时, 将由式计算的F值跟相应的临界值作比较, 如果大于临界值, 则证明所建立的方程是良好的。利用所建立的数学模型进行数据分析之后, 得到最优的载荷-应变关系回归方程为
算得的相关系数RM=0.098, FM=2110, RQ=0.979, FQ=1920, RT=0.876, FT=894, F的计算值远远大于其临界值。证明载荷输入与应变输出之间有良好的线性关系。盒段弯矩、剪力的标定结果相对较好, 复相关系数非常接近1, 且F检验值很高, 弯矩的载荷回归方程最为理想, 扭矩的线性度要比弯矩的线性度稍差一些, 造成误差稍大的原因可能有测量扭矩的应变片粘贴位置和方向不理想, 加载点作动筒位置有误差, 没有垂直加载等。
5.3 载荷回归方程检验
为了检验载荷方程的正确性, 还要进行验证试验。利用给出的两种验证工况进行载荷回归方程准确性的检验。验证试验数据与计算值见表3。经计算, 实测得到的载荷值与试验加载值相对误差均在10%以内。
6 结论
本文针对复合材料盒段, 通过建立盒段力学模型, 设计应变片粘贴位置, 设计标定试验方案, 进行了载荷地面标定试验, 建立了复合材料盒段载荷应变方程, 并进行了试验验证。通过研究得到以下结论: (1) 基于结构应变数据可实现飞机结构的载荷监测 (弯矩、剪力、扭矩) , 为在役飞机结构关键部位载荷监测奠定基础; (2) 经计算给出的R、F检验结果确保了载荷回归方程能够反映结构的真实受载情况, 运用线性多元回归分析方法处理应变数据提高了试验数据处理的精度; (3) 在飞机结构地面强度验证试验中可利用其各类结构件的强度试验进行载荷地面标定试验, 可减少大量繁重的工作, 提高载荷标定工作的效率, 降低试验成本。
摘要：以复合材料盒段为研究对象, 对基于应变监测的载荷监测方法开展了研究。建立了盒段力学模型, 设计了传感器布置网络和试验方案, 进行了试验研究。利用多元线性回归法处理、检验与优化应变数据, 获得了复合材料盒段载荷回归方程, 建立了载荷标定方法。试验结果表明载荷监测值与实际值误差在10%以内。
关键词：复合材料盒段,应变法,标定试验,载荷应变方程
载荷方法 篇2
随机振动载荷动力学等效的一种工程实现方法
利用实验室振动加载技术来等效模拟实际工况的随机振动载荷,以研究结构的振动环境适应性,是工程界通用的做法.文中讨论了随机振动载荷动力学等效的过程与方法,针对小阻尼稀疏模态结构,给出了基于结构振动响应等效的随机振动载荷等效关系的工程应用表达式和评价等效载荷对疲劳损伤影响的`方法.简支梁数值模拟表明,通过文中方法设计的等效随机振动载荷,不仅可以获得变化不大的结构响应,而且疲劳损伤等效结果也可以满足工程应用精度要求.
作 者：朱学旺 刘青林 ZHU Xue-wang LIU Qing-lin 作者单位：中国工程物理研究院总体工程研究所,四川绵阳,621900刊 名：实验力学 ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF EXPERIMENTAL MECHANICS年，卷(期)：22(6)分类号：O324 O346.2关键词：随机振动 振动载荷 动力学等效 振动响应 小阻尼结构 稀疏模态
载荷方法 篇3
抗压强度及安全系数K的选取
抗压强度是瓦楞纸箱一个至关重要的性能指标，其不仅反映瓦楞纸箱制造工艺的综合特性，还直接影响瓦楞纸箱在使用过程中的安全性能，目前已作为瓦楞纸箱日常检测和验收工作中的一项重要指标。
随着物流行业的快速发展，瓦楞纸箱的抗压强度特性显得尤为重要。抗压强度过低则其保护商品的功能不足，导致产生货损，给终端企业和瓦楞纸箱生产企业带来不利影响。然而，抗压强度过高势必会使包装成本升高，导致终端企业商品销售价格增加或商品的利润空间降低，同时也增加了瓦楞纸箱企业的销售难度。因此，合理地设计瓦楞纸箱抗压强度是瓦楞纸箱设计的重要内容之一。
在整个物流过程中，瓦楞纸箱包装件最易受到气候环境，尤其是湿度的影响，此外，受到装卸过程中的冲击、运输过程中的振动、堆码方式、堆码时间等诸多因素的影响，瓦楞纸箱的抗压强度会随着时间的变化呈逐渐下降的趋势。
为保证瓦楞纸箱包装件在整个运输仓储期限内具有足够的抗压强度，安全系数K值应大于1，内装物起到支撑作用的一般K值取1.65以上，不能起到支撑作用的一般K值取到2以上。但GB/T6543-2008《运输包装用单瓦楞纸箱和双瓦楞纸箱》标准中并没有给出其他情况下的K值数据和对应的选取条件。在这种情况下，按照此标准就无法确定瓦楞纸箱实际需求的抗压强度，只能采用试验方法测量瓦楞纸箱的最大抗压强度。对储运环境熟悉的客户会从一些文献或公司的标准中选择合适的K值，而对储运环境不熟悉的客户又缺乏必要的技术资料，将无从选择合适的K值，这时选择的抗压强度值就会带有一定的盲目性，往往造成包装强度设计不合理。
包装件载荷的计算与对比
瓦楞纸箱包装件在储运过程中可能是同种包装件的堆码，也可能是不同类型包装件的堆码，最底层的包装件将会承受来自上方包装件的全部堆码载荷。运输过程中的条件各异，不同运输包装件测试标准对包装件的载荷要求也各不相同。这种情况下，瓦楞纸箱包装件受到的堆码载荷相比瓦楞纸箱的空箱抗压强度更有实际意义。
现在假设一个瓦楞纸箱包装件，双层瓦楞纸箱，内装物不承压，包装件外尺寸为400mm×400mm×400mm，重量为20kg，堆码层数为7层（或封闭车厢内部高度2.7m）。下面根据不同公式计算堆码载荷，并对得出的数据进行对比分析。需说明的是，本文堆码层数的计算值一律向上取整，如计算堆码层数6.7层，取整为7层。
（1）GB/T6543-2008标准，安全系数K值取5。
P=K×G×（H–h）÷h×9.8=5×20×6×9.8=5880N
式中：P为抗压强度，单位N；K为强度安全系数；G为瓦楞纸箱包装件重量，单位kg；H为为堆码高度，单位mm，一般不高于3000mm；h为为瓦楞纸箱高度，单位mm。
（2）ISTA 1C标准，使用压力试验机到压后立即释放压力。
Load=[1300 +（Wt×9.8）+ 530×（L+ W）]×1.4=[1300+（20×9.8）+530×（0.4+ 0.4）]×1.4 =2688N
式中：Load为计算载荷，单位N；Wt为为瓦楞纸箱包装件重量，单位kg；1300为施加压力最小值，单位N；530为公式计算值；L为包装件长度，单位m；W为包装件宽度，单位m；1.4为压力对时间的补偿系数。
（3）ISTA 2A标准，使用压力试验机到压后立即释放压力，F值取5。
Load=[Wt×（S–1）×F×9.8]×1.4=[20×（7–1）×5×9.8]×1.4=8232N
式中：Load为计算载荷，单位N；Wt为瓦楞纸箱包装件重量，单位kg；S为包装件的堆码层数；F为补偿系数，范围一般在3～6，如果包装件在流通过程有仓储堆码，建议最小选择5，否则建议最小选择4；1.4为压力对时间的补偿系数。
（4）FedEX-A标准，F值取5。
Load=0.007×（108–H）×L×W×F×0.454×9.8=0.007×（108–400÷25.4）×400÷25.4×400÷25.4×5×0.454×9.8=3563N
式中：Load为计算载荷，单位N；0.007为平均货物密度，单位lbs/ in3；108为运输过程中货物最大堆码高度，单位in；H为单个包装件的高度，单位in；L为单个包装件的长度，单位in；W为单个包装件的宽度，单位in；F为与湿度、时间和堆码方式有关的系数；0.454为磅和千克间的转换系数。
（5）Item 180标准，使用压力试验机到压后立即释放压力，DF值取7。
L o a d = 1 6 2×（ 2 . 7–h ）×（ l×w）×DF×9.8=162×（2.7–0.4）×0.4×0.4 ×9.8 ×7=4090N
式中：Load为计算载荷，单位N；162为货物平均密度，kg/m3；2.7为车辆有效堆码高度，单位m；h为单个包装件的高度，单位m；l为单个包装件的长度，单位m；w为单个包装件的宽度，单位m；DF为设计系数。
值得注意的是，当包装件重量小于14kg或体积不超过0.056m3时，堆码高度由2.7m降低为1.4m，瓦楞纸箱的堆码载荷也随之降低。
（6）ASTM D4169车辆堆码标准，F值取7，同种包装件堆码试验。
Load=M×J×（H–h）÷h×F=20×9.8×（2.7–0.4）÷0.4×7=8232N
式中：Load为计算载荷，单位N；M为瓦楞纸箱包装件重量，单位kg；J为公制转换系数，9.8N/kg；H为堆码高度，取2.7m；h为单个包装件的高度，单位m；F为补偿系数。
上述计算公式中的F、DF与GB/ T6543标准中的安全系数K值原理一致。其中，GB/T6543、ISTA 2A、FedEX-A标准的安全系数K值取5；ISTA 1C标准不涉及安全系数；Item 180和ASTM D4169标准的安全系数在同种情况下的取值为7。
将上面各公式的计算值汇总，如表1所示。从表1数据中可以看出，ISTA 2A和ASTM D4169标准的计算载荷值为8232N，比GB/T6543计算的空箱抗压强度值高出40%；ISTA 1C的计算堆码载荷最小，仅为GB/ T6543计算值的46%；6个计算公式的最大载荷与最小载荷之差为8232-2688=5544N，是最小值2688N的2倍。无论瓦楞纸箱的空箱抗压强度还是瓦楞纸箱包装件的堆码载荷，都是为了保证包装件在实际流通过程中瓦楞纸箱具有足够的强度，不会发生压溃而导致内装物破损或倒塌现象的发生。
浅议载荷不一致及处理方法 篇4
1.1载荷不一致成因
生产中, 玻璃在产线上从上游向下游不可逆地顺序流动, 载荷也不断流动且要和玻璃保持同步。玻璃及载荷的流动有单纯的线体上流动、机器人和其上下游EQ (equipment, 以下出现括号内解释过的均不另作说明) 之间的流动。
1.2单纯线上载荷的转移及载荷不一致的成因
这主要是靠一些sensor来控制完成的, 主要有三种:载荷sensor、减速sensor、到着sensor。如图1, 左边三个圆圈代表的三个sensor从左到右分别为到着sensor、减速sensor、载荷sensor;右边的分别为载荷sensor、减速sensor、到着sensor。正常的载荷转移过程是:玻璃以正常速度向下游流, 先经过载荷sensor, 接着是减速sensor, 此时会减速继续向前, 当到达到着sensor位置时玻璃停止流动, 同时载荷从图1中的位置1转移到了位置2。在玻璃流动过程中因报警或滚轮卡等原因导致玻璃离开了位置1载荷sensor位置但在规定时间内没有成功流到位置2的到着sensor处, 此时TP (touch panel触摸屏) 即会报警载荷不一致。
1.3机器人和其上下游EQ之间载荷的转移及载荷不一致的成因
这主要是机器人从上游取片、向下游放片, 要完成相应的取放动作载荷才会转移, 取放时主要有下位、中位、上位三个位置的动作。如取片时未到达上位或放片时未到达下位, 未完成正常取放片动作, 此时发生故障, 机器人手臂回原点后开自动即会报警。
2载荷不一致及其解决方法
2.1单纯线上玻璃流动发生的载荷不一致
最常见的是unloader口卡匣收片, 玻璃从sky-cv上未完全流进卡匣或已完全流进卡匣仍报警, 这二种情形下载荷可以确定还留在sky-cv上, 针对第一种情况采取的措施是TP上通过手动操作将玻璃倒回sky-cv上 (与主题关系不大不赘述) , 然后开自动玻璃重新流进卡匣即可, 如仍不能完全流进卡匣即为滚轮等故障, 解决方法不述。第二种情形比较经典:玻璃完全流进卡匣却报警了。解决方法:通过TP监控画面查看玻璃所在位置的三个sensor, 肯定有未亮起的, 需对未亮sensor调整使之亮起, 同样有二种方法:一是将sensor向上调即向靠近玻璃方向调, 使之感应到玻璃亮起, 这种方法较常用;二是调整sensor设定值, sensor设定值一般为2000或1600, 我们可以查看sensor实际感应到的值, 如果差距不大可将设置值调整到实际值以下sensor即亮起, 如果差值较大则采取第一种方法。因有些是光电sensor不可调整, 所以此种方法不常用。无论哪种方法, 将未亮sensor调整亮起后, 按之前方法将玻璃退到sky-cv上重新开自动即可。Load口出片报警情况有二种, 一种是从卡匣内流到skycv上, 和上述一样未能流到到着sensor位置, 处理方法相似, 手动将玻璃退回到上游载荷所在处 (即卡匣内) , 重新开自动即可。第二种作为特例单独叙述。
2.2玻璃在机器人和其上下游EQ之间流动发生的载荷不一致
一般发生在取片或放片时。这种情况下的载荷转移是由机器人的相关动作完成与否决定的, 因此不能像上述情况一样可以直接肯定载荷是在上游的, 需要通过TP或CIM的BC (Block Control) 监控软件来查看玻璃的载荷是在上下游还是在机器人手臂上, 见图2。此种情况较复杂, 仅以取片为例, 发生报警后可能载荷还在上游, 但玻璃在机器人手臂上, 或玻璃还在上游, 但载荷在机器人手臂上。无论取片还是放片, 只需要将实际的玻璃移动到载荷所在处即可。最好的方法是通过机器人使用teaching模式将玻璃移至其载荷所在处, 这需经过专业培训人员操作, 产线人员不可随意操作。这种方法是解决玻璃在机器人和其上下游EQ之间流动时载荷不一致的最佳处理方法。
2.3一些特例
Loader口未出片报警:卡匣下降到正常工作位置后玻璃不流出报载荷不一致, 这需要检查三个sensor, 一般都是载荷sensor不亮, 调整即可。如三个都不亮调整到二个或全亮起即可, 但载荷sensor必须亮起, 到着sensor和减速sensor亮起无效, 这种情形很少见。
Unpacker投料处的载荷不一致:此处机台不会直接报警载荷不一致。以取片为例, 一般是取玻璃机器人刚取到玻璃或刚离开A架很小距离, 机台有报警需要复位, 机器人手臂带着玻璃回原点, 开自动后机器人不动作也没有报警, 检查发现此时机器人手臂有玻璃无载荷。Teaching模式手动操作机器人将玻璃放到载荷所在的A架上再开自动即可。放片发生类似情况也一样, 将玻璃转移到载荷所在处即可。
2.4常规的载荷不一致解决思路
主要有三步: (1) 消除报警; (2) 查看载荷在哪里; (3) 将玻璃移至载荷所在处。这是解决载荷不一致的思路。根据其定义只要将载荷玻璃移到一处即可, 因载荷不好转移, 一般是将玻璃转移到载荷所在处即可。
3结束语
随着新技术、软体等的不断更新, 可能会出现更多形式的载荷不一致, 其解决方法可能不尽相同, 需要我们不断地学习其原理及解决方法, 减少设备宕机时间, 提高产线稼动率。以上均为个人见解, 仅供参考, 欢迎批评指正。
摘要：平板显示产业作为先进制造业, 在国民经济中占有重要地位, 对国民经济发展起到巨大的带动作用。我司目前采用2004年的第6代生产线, 产品为1800mm*1500mm的彩色滤光片。文章全部内容涉及设备均为第6代生产线搬送科负责的相关设备。针对每一枚玻璃进行虚拟化, 在设备及其相关监控软件中体现为载荷。所谓的载荷不一致即载荷 (即虚拟的玻璃) 和实际的玻璃不在一处所产生的报警。以下浅议此类关于载荷不一致及相关解决办法。
关键词：载荷,载荷不一致,sensor
参考文献
[1]张芳, 卞曙光.平板显示产业概况[J].新型平板显示技术和产业发展战略, 2011 (6) .
[2]田民波, 叶锋.液晶显示的历史和现状[J].TFT液晶显示原理与技术, 2010 (4) .
ansys中施加梯形载荷总结 篇5
1、使用格式
SFGRAD,LAB,SLKCN,SLDIR,SLZER,SLOPE
LAB：有效的表面荷载标签，如PRES、CONV、HFLUX等
SLKCN：斜率坐标系统的参考编号，默认为0。
SLDIR：斜率的方向。
SLZER：斜率基值为零的坐标位置。
SLOPE：每单位长度或每单位角度的载荷值。
然后可以使用SF、SFE、SFL、SFA命令再施加表面荷载，则每个节点处的载荷值为：
CVALUE=VALUE+(SLOPE*(COORD-SLZER))
2、若取消先前定义的梯度，则定义个没有指定值的SFGRAD即可。
3、在笛卡儿坐标系下的使用：
SFGRAD,PRES,0,Y,0,-25
!斜率为-25
NSEL，!选择压力施加的节点
SF，ALL，PRES，500
!在Y=0处为500，在Y=10处为250，在Y=20处为0
4、在柱坐标系下应遵循的规则(在柱坐标系下施加渐变荷载必须遵守这两条规则)
(1)SLZER以度表示，SLOPE以荷载/度表示。
(2)设置CSCIR，使待加载的表面不通过坐标系奇异点。
(3)选择SLZER，使之与CSCIR设置一致。如果奇异点在180度(CSCIR，KCN，0，默认)，SLZER应在-180-180之间。如果奇异点在0度处(CSCIR，KCN，1)，SLZER应在0度-360度之间。
5、在柱子坐标系下的使用举例。
因为做这个比较多而且相对在笛卡儿坐标系下复杂些，因此说的较多些
对位于局部柱坐标系11的半圆壳施加一个作用于外部的楔形压力，压力位置从-90位置的400逐渐变化到90度位置的580。
缺省情况下，奇异点位于柱坐标系中的180度，因此壳的坐标范围从-90-90度，施加命令流如下：
LOCAL，11，!定义局部柱坐标系
SFGRAD，PRES，11，Y，-90，1
!指定压力作用于-90度，斜率为1个单位/度
SF，ALL，PRES，400
!在-90度为400，在0度为490，在90度为580。
但如果把初始位置写为270度，则可能导致所施加的渐变荷载与要求的荷载值不同，这是因为奇异点默认情况下位于180度，这样就违背了4中的规则(3)，结果程序将这样施加荷载：在270度处施加荷载值为400，施加在90度位置处的荷载为220，施加与0度位置处的荷载值为130，施加于-90度位置处的载荷值为40，与原来所要施加荷载的期望不同。
假设将奇异点位置改变到0度，满足第3条规则(270度在0-360度之间)，但壳的上半部分，节点的坐标范围在0-90度之间，而壳的下半部分，节点的坐标范围在270-360度之间，待加载的表面通过奇异点，违背规则2，举例如下：
LOCAL,11，!定义局部柱坐标系
CSCIR，11，1
!将奇异点改变到0度
SFGRAD，PRES，11，Y，270，1
程序将使用270度位置的荷载400和1单位/度的斜率计算得到：施加于270度位置的载荷值为400，360度位置的载荷为490，90度位置的载荷为220，0度位置的载荷为130，违背规则2，在逐渐变化的载荷上将产生一个奇异点。
1、关于SLZER的定义，我同意楼主的理解，但是斜率基值为零的坐标位置不明确，比如在一个面的中上部分施加三角形的面荷载，顶部荷载为0，斜率为负值。这时，我的理解是slzer的位置在顶部，而按主的意思，slzer在底部（楼主的例子就是这样），这不符合实际的吧，因为通常的坐标系是y轴朝北为正的。
2、还是如上三角形的分布载荷，如果先划分网格再加载，这时应该只选择中上部的节点，这时怎么选择效率才高呢。
本人新手，还请指正！
例如从Y坐标为5的位置开始施加梯形荷载，初始值为100，斜率为-20，则在Y坐标为10的位置荷载值为0。
SFGRAD,PRES,0,Y,5,-20
NSEL。。
SF，ALL，PRES，100
2、可以根据坐标进行选择，例如 NSEL，S，LOC，Y（X或Z）。
/PREP7!* ET,1,SOLID65!* R,1,3, , , ,3, , RMORE, , ,3, , , ,!* UIMP,1,EX, , ,30e3, UIMP,1,NUXY, , ,.2, UIMP,1,ALPX, , , , UIMP,1,REFT, , , , UIMP,1,MU, , , , UIMP,1,DAMP, , , , UIMP,1,DENS, , , ,!* UIMP,3,EX, , ,200e3, UIMP,3,NUXY, , ,.27, UIMP,3,ALPX, , , , UIMP,3,REFT, , , , UIMP,3,MU, , , , UIMP,3,DAMP, , , , UIMP,3,DENS, , , ,!* TB,MKIN,1, , , ,!* TBMODIF,1,2,0.0005 TBMODIF,1,3,0.001 TBMODIF,1,4,0.002 TBMODIF,1,5,0.0025 TBMODIF,1,6,0.0038 TBMODIF,2,2,15 TBMODIF,2,3,24 TBMODIF,2,4,30 TBMODIF,2,5,29 TBMODIF,2,6,22 TB,CONCR,1, , , ,!* TBMODIF,2,1,0.6 TBMODIF,3,1,0.95 TBMODIF,4,1,3 TBMODIF,5,1,28 TB,BKIN,3, , , ,!* TBMODIF,2,1,210 TBMODIF,3,1,2e3
在ANSYS中如果要在一个面上施加沿某个方向变化的面荷载，需要有两步来完成： 这里以一个在圆筒内表面加内水压力的例子进行说明。
第一步，设置面荷载变化规律。如果面荷载沿Z向变化，后面指定面荷载从Z=100开始变化，并按斜率为-9800进行变化，可用如下语句
sfgrad,pres，z,100,-9800
!也就是准备在高100米的圆柱加内水压力吧
第二步，施加面荷载。在指定的面上施加按第一步设置的面荷载变化规律的面荷载。SFA,P51X,1,PRES,0 这个语句相当于在指定面上施加法向荷载(选圆筒体内表面)，在Z=100时荷载值为0，随Z坐标变化荷载值以变化率-9800进行变化，这样在Z=0时荷载值为-9800*100
每次用sfgrad进行设置后仅对随后的sfa命令有效，直倒下次再用sfgrad进行设置。
在面上施加荷载后，对模型剖分后可以执行以下命令来查看加的面荷载是否正确 /PSF,PRES,NORM,2,0,1
以箭头方式显示面荷载 sftran
将面荷载转化到有限元模型上
for example:
SFGRAD,PRES,0,Y,0,-25
!Y slope of-25 in global Cartesian
NSEL,...!Select nodes for pressure application
SF,ALL,PRES,500
!Pressure at all selected nodes:
!500 at Y=0, 250 at Y=10, 0 at Y=20
如果要选出最靠近某个坐标位置（x0,y0,z0）处的节点或关键点，很多人首先想到的就是通过如下系列命令来选择：
nsel,s,loc,x,x0 nsel,r,loc,y,y0 nsel,r,loc,z,z0
但当所选节点离（x0,y0,z0）较大时，这样选择会失效，最佳的选择方式是：
nn1=node(x0,y0,z0)!node()为一get函数，它将离（x0,y0,z0）最近的节点号赋予变量nn1 nsel,s，,nn1
类似的get函数非常多，请详细参考ANSYS APDL程序员指南。
设置荷载是叠加的sfcum,pres,add
否则，默认计算中认为最后一次的代替前面各此，不会产生叠加效果
以集中力的形式加载上去（不知道说的对不对？）
即：nsel,s，,1
*get,mm,node，count
载荷方法 篇6
该空间发射系统已开发了3年，完成以后将推进航天器远离地球轨道，最后到2030年向火星发射一个载人运输舱。据物理学家组织网8月28日（北京时间）报道，目前，NASA已对该计划完成了一次全面复审，意味着这项70吨筹载量的SLS计划正式获批，成本为70.21亿美元，期限从2014年到2018年。
SLS是40年来NASA的第一个举重型发射工具，在开发前三个SLS变体项目中的第一个时，NASA估计其总成本在120亿美元。NASA有关人员说，它将“提供高达130吨的前所未有的举重能力，甚至能飞行到我们太阳系更远的地方，包括它的预定目的地小行星和火星”。
“猎户”号多用途载人舱是一个独立的开发項目，目标是在SLS顶部发射，并载人到火星上实现为期一个月的旅行。
载荷方法 篇7
对于复杂结构在进行有限元分析时常常因为单元过多造成计算时间过长,尤其进行优化计算时这种现象更为突出,本文针对对称结构给出了一种利用对称和反对称原理的载荷分解方法,即将一般性载荷分解为对称载荷和反对称载荷两部分,然后利用结构对称性取一半模型进行对称和反对称计算,最后将两部分结果进行叠加,得到全模型的计算结果。该方法大大缩减了计算规模,节省了计算时间。
2 结构对称性的利用
设待分析的某空间结构具有面对称性。不失一般性,可以假定它是具有XOY为对称面的左右对称结构。显然,对于其它对称面,可以类推。
2.1 对称载荷情况
当载荷相对于对称面是对称的,如图1,则在结构的对应节点上,对称载荷大小相等,方向相同(XR=XL、YR=YL、MZR=MZL,见图1中A和A′点);反对称载荷则大小相等,方向相反(ZR=-ZL、MXR=-MXL、MYR=-MYL,见图1中B和B′点)。根据对称性原理,受载后结构的变形必然也是对称的,即对称位移大小相等,方向相同(uR=uL、vR=vL、θZR=θZL);反对称位移则大小相等,方向相反(wR=-wL,θYR=-θYL、θXR=-θXL)。基于变形协调,在对称面上,必然有反对称位移为0(w=θY=θZ=0),这就是对称载荷作用下,在对称面上应施加的对称位移边界条件。据此,在有限元计算中,可取半模进行计算,在对称面上的各节点,取上述对称位移边界条件,即可得到全部计算结果。
注意,当对称载荷作用点正好处于对称面上,则应将该载荷分作左右各半(如图2),仍然构成对称载荷。
2.2 反对称载荷情况
当载荷相对于对称面是反对称的(以上标′表示),如图3,则在结构的对应节点上,对称载荷大小相等,方向相反(XR′=-XL′、YR′=-YL′、MZR′=MZL′,见图3中A和A′点);反对称载荷则大小相等,方向相同(ZR′=ZL′、MXR′=MXL′、MYR′=MYL′,见图3中B和B′点)。显然,受载后结构的变形必然也是反对称的,即对称位移大小相等,方向相反(uR′=-uL′、vR′=-vL′、θZR′=-θZL′);反对称位移则大小相等,方向相同(wR′=wL′,θYR′=θYL′、θXR′=θXL′)。因此,在这种情况下,对称面上的对称位移必然为0(u′=v′=θx′=0),这就是反对称载荷作用下,在对称面上应施加的反对称位移边界条件。据此,在有限元计算中,也可取半模进行计算,在对称面上的各节点取上述反对称载荷的位移边界条件,即可得到全部计算结果。
当反对称载荷作用点正好处于对称面上,则应将该反对称载荷分作左右各半(如图4),仍然构成反对称载荷。
3 一般性载荷的对称分解方法
在一般情况下,外载荷是不具备上述的对称性或反对称性的非对称载荷。可以利用线弹性范围内力的可叠加性原理,将一般性载荷化作对称载荷和反对称载荷,然后分别按对称性进行计算,再进行叠加,即可求得全结构在一般性载荷作用下的位移及应力分布。
设上述对称结构在对应点作用有一般性载荷PXR、PXL、PYR、PYL、PZR、PZL(3个力矩分量原理相同,为简明一些,这里暂时略去,见图5)。
可以将一般性载荷按以下方式分解为对称和反对称载荷两个部分。
其中,对称载荷左、右两侧的各分量见图6(a):
反对称载荷左、右两侧的各分量见图6(b):
显然,上述对称载荷与反对称载荷相叠加,即是原来的一般性载荷。即:
总和则有:
4 载荷对称分解后计算结果的叠加方法
按力的可叠加原理,将图6所示分解后的两组载荷分别进行有限元计算,然后将计算结果(位移及应力)进行叠加,即可得到原结构在一般性载荷作用下的最终结果。
由于分解后的载荷分别具有对称性和反对称性,因此可按对称结构取半模进行计算(注意,应在半模的对称边界上分别施加对称和非对称位移边界条件)。
按通常的惯例,半模的计算模型选在右侧,则将分别按对称及非对称载荷的两次计算结果进行叠加,即可直接求得原结构右侧半边的位移和应力计算结果。
左侧半边的位移和应力值计算方法如下:
由于按对称性,只取了右侧半边进行计算,另一半的位移和应力,按对称性原理,已知为:
对于对称载荷uR=uL、vR=vL、wR=-wL、θXR=-θXL、θYR=-θYL、θZR=θZL;
对于反对称载荷uR=-uL、vR=-vL、wR=wL、θXR=θXL、θYR=θYL、θZR=-θZL。
于是,当上述对称结果加上反对称结果,即可得到右侧的位移结果,对称结果减去反对称结果便可得到左侧半模的位移结果。但是,应注意,这里给出的左侧结果是按对称性原理给出的,即其对称性位移u、v、θZ则与其真实方向相差一个负号。
由于对称及反对称位移具有上述性质,从而使左侧半边的内力也具有上述性质,即对称内力Nx、Ny、Mz是真实的,反对称内力Nz、Mx、My均相差一个负号。
由于应变是由位移对坐标的导数求得,所以,左侧半边的应变和应力中,3个正应变εx、εy、εz,正应力σx、σy、σz均为其真实结果,3个剪应变和γxy、γyz、γzx和3个剪应力τxy、τyz、τzx中,只有γxy、τxy是真实结果,其余均相差一个负号。
5 结语
机载导弹发射装置的大梁是一种左右对称的零件,具有特征多、传力复杂、截面形状复杂且变化多的特点,为了计算准确,在强度计算时运用多种形式的单元,如八节点任意六面体等参元、六节点任意三棱柱单元、平面应力元、薄壳类单元、虚杆元、钉元以及螺栓杆元等,因此单元数目巨大且计算复杂。为了提高计算效率,我们运用了以上的载荷分解方法在半模上施加载荷进行计算,然后用程序将有限元计算后的结果进行叠加处理,得到了比较理想的计算结果,节省了时间,保证了计算任务的按时完成。
摘要：介绍了一种对称结构中载荷的对称分解方法。即将一般性载荷分解为对称载荷和反对称载荷两部分,施加于对称结构的一半模型上进行有限元计算,得出对称载荷和反对称载荷的计算结果,然后用程序将计算结果按一定的方法进行叠加,得出真实载荷的计算结果。该载荷处理方法对于结构复杂、传力复杂、单元类型多和数目多的对称结构的有限元计算可以缩短其计算时间,提高计算效率。
关键词：有限元,对称,载荷
参考文献
[1]姜晋庆,张铎.结构弹塑性有限元分析法[M].北京:宇航出版社出版,1990.
[2]陆明万,张雄,葛东云.工程弹性力学与有限元法[M].北京:清华大学出版社,2005.
液压缸临界载荷计算方法的研究 篇8
随着液压技术的发展与广泛应用,有关液压缸的稳定性设计计算问题已成为液压技术中的一项重要内容。目前有许多文献对液压缸临界载荷的计算方法进行了研究,但计算得到的结论不尽相同,产生分歧的主要原因在于力学模型的抽象不同,现有的几种力学模型如图1 所示。
(1)模型1:等截面杆。文献[1]将活塞杆的刚度作为液压缸整体截面的刚度,然后利用等截面压杆的欧拉公式直接进行计算。这种力学模型由于没有考虑缸筒刚度对稳定性的影响,计算结果明显小于实际值,偏于保守。
(2)模型2:活塞杆与缸筒固接,截面为阶梯型,载荷作用于两端。文献[2]、[3]利用解析法进行了计算,并推导出了临界载荷的近似计算公式;文献[4]利用能量法也推导出了临界载荷的计算公式;文献[5]则对变截面杆分段利用欧拉公式,提出了当量长度法计算临界载荷。但是这种阶梯型压杆力学模型并不符合液压缸实际工作状态下的受力情况,在液压缸实际工作状态下,缸筒受到液体的轴向压力与铰支座的轴向反力相平衡,所以缸筒并不是压杆。
(3)模型3:活塞杆与缸筒固接,截面为阶梯型,但载荷并不是作用于两端,而是作用在活塞杆的两端。文献[6]基于该力学模型对液压缸稳定性进行了计算研究,但进行公式推导时有误,它认为两端铰支点并不存在横向的支座反力,从而得到了缸筒的刚度对临界载荷无影响的错误结果。
综上所述,目前各种液压缸稳定性计算方法中都存在不足,本文则对模型3 进行了正确的分析计算,求得了液压缸临界载荷,并与其他文献结果进行了比较,在此基础上提出了计算临界载荷的一个简便近似计算公式。
2公式推导
图2为模型3分析时的受力示意图。由图可见,液压缸产生横向挠度变形时,缸筒内液体对活塞杆产生的轴向压力P与右端铰支座的轴向反力并不在一条水平线上,所以为了保持平衡,两端铰支座会分别产生横向反力R1和R2,由于铰支座横向反力的存在,缸筒上的弯矩并不为零。
为了研究方便,不考虑液压缸自重,则可得到挠曲线微分方程:
边界条件为:
方程组(1)中P为液压缸承受的轴向载荷,R1、R2分别为左右两端铰支点的横向反力,可求得R1=R2=Pδ/(L1+L2)。令k12=P/EI1,k22=P/EI2,则方程组(1)的通解为:
将边界条件①和②代入方程组(2)可求得B1=B2=0,再将边界条件③代入方程组(2)可得方程组:
由于A1、A2、δ 不同时为零,所以系数行列式等于零,计算系数行列式并整理可得到计算液压缸临界载荷的超越方程:
令m=L1/L2,n=I1/I2,则,方程(4)可化成:
从超越方程(5)中解出k2L2的值,可得到临界载荷:
当m=0 时,相当于等截面活塞杆受压,由式(5)得tan(k2L2)=0,求得k2L2=π,代入式(6)得到临界载荷Pcr=π2EI2/L22,该公式与两端铰支活塞杆欧拉公式完全一样;当m=n=1 时,式(5)化为:
该公式与文献[7]中计算公式完全一样。可见式(5)是正确的。
3结果分析
3.1计算结果
针对不同m,n值,本文利用MATLAB软件进行计算得到了k2L2,列于表1,同时表中也列出了其他文献相应的计算结果。
3.2结果分析
从表1 可以看出:
(1)缸筒的刚度和长度对稳定性有影响,临界载荷随缸筒刚度的增大而增大,随着缸筒长度增大而减小。
(2)模型2 与本文模型的计算结果误差在20%左右,误差较大,所以模型2 在工程计算中应当谨慎使用。
(3)文献[5]中当量长度法与本文的计算结果在n<10 的范围内存在较大误差,其准确性有待进一步提高。
(4)由于文献[6]对所建立的力学模型受力分析不当,从而导致了缸筒刚度对临界载荷无影响的错误结果,其计算结果与本文的误差在10%~20%之间,误差较大。
3.3液压缸工作时的临界载荷
液压缸实际工作为活塞杆从缸筒中逐渐伸出的过程,为了得到活塞杆伸出过程中临界载荷Pcr的变化情况,假设活塞杆伸出过程中缸筒长度L1和I1刚度是不变的,对式(5)和式(6)变形得到:
利用MATLAB对式(7)和式(8)进行计算,可得到液压缸工作时活塞杆伸出过程中比例系数K值的变化即临界载荷Pcr的变化过程,如图3 所示。
由图3 可以看出,活塞杆伸出过程初始阶段临界载荷急剧下降,而后变化过程趋于平缓,不同n值时临界载荷趋向平缓的速度不同,越大时,临界载荷趋向平缓的速度越快。
4近似公式
由于式(5)为超越方程,没有解析解,应用不方便,本文在上面分析的基础上,提出了计算临界载荷的一个简便近似计算公式。首先对式(6)变形可得到:
式中:L———液压缸总长度;
μ———长度折算系数,μ=π/[(1+m)(k2L2)]。
文献[5]中当量长度法的长度折算系数计算公式为:
由前面的分析可见式(10)的精度较低,本文通过引入修正系数,对当量长度法的长度折算系数计算公式进行修正,得到了长度折算系数的近似计算公式:
不同m、n值时 μ 的精确值与近似公式计算值以及两者误差e如表2 所示,从表2 中误差可以看出,由近似公式(11)计算得到的长度折算系数精度较高,能够满足实际工程设计使用。
5结束语
本文对液压缸稳定性计算进行了较为全面的讨论,得到了以下结果:
(1)液压缸缸筒对整体稳定性有影响,临界载荷随缸筒刚度的增大而增大,随缸筒长度增大而减小。
(2)以前文献的结果均有较大误差,偏于保守。
(3) 活塞杆伸出过程初始阶段临界载荷急剧下降,而后变化过程趋于平缓,缸筒与活塞杆的刚度比越大,临界载荷趋向平缓的速度越快。
(4)提出了临界载荷的近似计算公式,该近似公式精度较高,简单实用,便于实际工程设计中使用。
发动机温度载荷响应仿真方法研究 篇9
(1)发动机从常温(+30℃)降温到低温(-45℃)温度场随时间的变化,找出发动机降温至低温-43℃的时间点,为发动机保温试验提供数据支撑。
(2)发动机从低温(-45℃)升至高温(+60℃)温度场随时间的变化,找出发动机药柱内部温差最大以及药柱应变最大的时间点,为发动机温度梯度试验提供数据支撑。
1计算基本假设
为了合理简化该分析,计算前特做出以下假设:
(1)推进剂是各向同性、均质的线粘弹性材料,绝热层、包覆层视为弹性体;
(2)推进剂的泊松比为一常数;
(3)在传热过程中只考虑发动机的外壁散热;
(4)发动机降温以及升温过程中温箱气流的速度恒定;
(5)不考虑发动机各材料之间的接触热阻。
2发动机降温过程温度场计算
2.1计算模型
用有限元法对发动机进行温度场分析以及热应力计算时,需建立合适的有限元模型,该文根据发动机的结构特点,考虑到该发动机药柱为圆管加圆管药型,根据其对称性建立轴对称模型。这样对于整个发动机可以建立轴对称模型来获得细密的四边形网格,以准确刻画发动机药柱的瞬态温度场。
2.2有限元模型的建立
为了准确模拟发动机温度场,该计算采用细密的四边形网格,网格尺度控制在5mm以内,并对包覆层等较薄的部位进行了局部加密,共生成单元5853个,网格模型如图1所示。
2.3计算参数的获取
壳体表面与空气的对流换热系数参照传热学中流体横向绕流单管换热的准则方程计算得出。具体求解方法如下:
定性温度Tm=(30-45)/2=-7.5℃
空气的密度由状态方程求得,即:
根据定性温度,得空气的热物性参数为μ=1.675×10-5Pa·s,λ=0.0235W/(m·K)
则雷诺数
根据雷诺数可选C1=0.174,n=0.618
根据流体横向绕流单管时的准则方程得
从而得空气与圆管之间的平均对流传热系数为
2.4计算结果
发动机降温过程是比较缓慢的,因此假定发动机的温度是均匀下降的。将固化后的发动机置于温箱中,温箱中气流速度为1.7m/s,温度从室温+30℃降至低温-45℃,历时18 h,为了准确捕捉发动机每个时刻温度场的变化,初始步长设为1s,计算步长最大设为1min,发动机降温至低温-43℃温度场如图2所示。
通过查看分析结果,发动机降温至低温-43℃的时间为50405s,即温度场达到平衡的时间t=50405/3600=14h。从该时刻的云图来看,温度为-43℃的区域在药柱前圆管段,其主要原因是该段肉厚较厚,降温较慢,因而相比于其他部分有较大的温度梯度。
发动机固化降温18h后的温度分布云图如图3所示。
由计算结果可知,18h后发动机温度场变化范围为228K—228.6K,可以认为发动机经过18h的保低温试验后温度分布已经达到均匀,可以按照该试验标准进行保温试验。
3发动机升温过程温度场及应变计算
3.1计算模型建立
为了准确模拟出发动机升温过程,可以通过建立特征模型的方法来刻画发动机升温过程中的温度梯度,考虑到该发动机药型为圆管加圆管药型,前段的圆管肉厚相对较厚,因此温度场达到平衡的时间会比较长。有鉴于此,只对该段圆管的温度场进行分析并以此来表征整个发动机在升温过程中温度场的变化情况。计算模型可采用药柱前圆管段中段横截面模型,为了减少计算成本,考虑其对称性该模型只取横截面模型的一部分,该计算取该横截面的1/16作为计算模型。
3.2网格模型的建立
计算采用细密的四边形网格,为了准确刻画细节特征,网格尺度均控制在0.5mm以内。网格模型如图4所示。
3.3计算参数的获取
3.3.1粘弹性材料参数的获取
该论文采用Prony级数模型来描述推进剂的松弛模量,采用线性化法进行参数拟合。
由粘弹性理论可知,应力松弛模量E(t)可写成Prony级数形式:
其中E0=E(∞),为持久模量,,ηi为广义Maxwell模型中的粘壶系数,n为广义Maxwell模型的阶数。
根据装药厂家提供的试验数据,应用最小二乘法原理,可以求出待定系数E0,Ei,τi(i=1,2,…,n)
3.3.2拟合W.L.F方程
根据装药厂家提供的试验数据,通过将某一恒定温度Ts下已测得的1gE-1gt曲线平移获得其他温度下的1gE-1gt曲线,参考温度Tg取293K,平移量及偏移因子记作1gαt,时温等效关系可写成如下形式：
等效关系将时间t和温度T合并为一个参数ξ,称为折算时间,对于等温过程
根据几乎所有的非晶态聚合物的偏移因子都满足的经验公式W.L.F方程
其中Ts为参考温度,C1、C2为材料参数,对不同的材料这两个系数也不同。
通过将其变形为:
其中与近似成线性关系,可以通过线性拟合的方式得到方程参数C1、C2。
3.4计算结果
计算采用瞬态温度场响应分析,通过流体横向绕流单管换热的准则方程计算该对流换热系数h=11.17W/(m2·K),方法同2.3。
3.4.1发动机升温过程温度场计算
假定发动机升温过程中的温度是均匀上升的。将保持恒温-45℃的发动机置于温箱中,温箱中气流速度为1.7m/s,温度从低温-45℃升至高温+60℃,寻找2h内温差最大的时间点。为了准确捕捉发动机每个时刻温度场的变化,初始步长设为1s,计算步长最大设为1min,发动机在+60℃温箱中升温2h温差最大时刻的温度分布云图如图5所示。
通过对计算结果各时刻云图的对照,发动机药柱温差最大的时间点出现在4025s(1小时零7分钟),最大温差为36.1 K。
升温2h后,发动机药柱特征截面的温度场云图如图6所示。
从发动机药柱特征截面温度场云图来看,升温2h后最大温差为30.7K。
3.4.2发动机升温过程应力应变计算
发动机在固化降温的过程中药柱体积会发生收缩变形,同时由于药柱与发动机壳体粘结,而推进剂的热膨胀系数比壳体高近一个数量级,壳体的模量又远大于药柱的模量,因此在发动机温度低于药柱零应力温度时药柱内产生热应力和热应变。根据试验过程,该计算分三个分析步:
分析步1:固化降温时,其固化温度约为+50℃,取零应力温度为+58℃,计算时设温度从+58℃线性降至+30℃,历时一天(24小时);
分析步2:低温试验时,将固化后的发动机置于恒温室中,将温度降至-45℃,历时18小时;
分析步3:温度梯度试验时,将低温试验后的发动机置于+60℃的恒温室中,历时2小时。
由于复合推进剂一般具有良好的机械强度,但延伸率相对较低,因此更关心在此过程中药柱的应变值,再者药柱内部最大等效应变与最大等效应力所在位置相同,因此只输出该过程中各分析步的最大应变,找到发动机在此过程中的最薄弱环节。
特征截面对应的三个分析步最大应变云图如图7所示。
从计算结果来看,药柱应变最大的时刻出现在降温至低温-45℃时,应变最大的位置出现在药柱内侧,其主要原因是由于固化降温过程中药柱收缩引起的应变集中所致。发动机特征截面在各分析步最大应变见表1。
由表1可知,药柱最大应变为11.67%,远低于该环境温度下药柱的伸长率,因此可以认为单独由温度载荷引起的应变并不足以导致发动机结构完整性的破坏,温度梯度试验后点火的结构完整性还需要根据当时的工作压强再做进一步计算。
4结语
通过对某发动机在降温和升温两个过程进行瞬态温度场响应分析,得到如下结论。
(1)发动机降温至低温-43℃的时间为14h。按照目前发动机保温试验的要求,经过18h,发动机已降至-44.3℃,最大温差仅为0.6K,可以认为发动机温度达到平衡。
(2)升温过程中发动机药柱温度梯度最大的点均出现在4025s(1小时零7分钟),特征横截面的最大温差为36.1K。发动机升温2h后的最大温差为30.7K。
(3)发动机从零应力温度+58℃固化降温至低温-45℃后在+60℃环境温度下升温2h,在此过程中药柱最大应变出现在固化降温至低温-45℃时,应变最大的位置出现在药柱内侧,最大应变为11.67%,远低于该环境温度下药柱的伸长率,因此可以认为单独由温度载荷引起的应变并不足以导致发动机结构完整性的破坏。
摘要：该论文基于有限元方法对发动机降温过程进行了瞬态温度场仿真计算,确定了发动机在降温过程中达到温度平衡的时间,为发动机保温试验提供数据支撑。另外,发动机降温之后再进行升温,由于壳体和推进剂的热膨胀系数不同,在药柱内产生了热应力和热应变,该论文对该过程药柱的应力、应变分布进行仿真研究,为发动机温度梯度试验提供数据支撑。
关键词：固体火箭发动机,温度场,粘弹性,有限元,药柱
参考文献
[1]Frankfin C.Wong,David C.Erickson.Time-Temperature Independent Fracture Analysts of an Instrumented Solid Roc:ket Motor[J].AIAA2000-3324,1-10,2000.
[2]职世君.固体火箭发动机粘弹性药柱裂纹分析[D].南京理工大学硕士学位论文,2009.
[3]何春霞.固体火箭发动机药柱结构粘弹性分析[D].西北工业大学硕士学位论文,2007.
[4]王元有等.固体火箭发动机设计[M].北京:国防工业出版社,1984.
[5]陈汝圳等.固体火箭发动机设计与研究[M].北京:宇航出版社,1991.
载荷方法 篇10
起落架[1]主要用于飞机的起飞、着陆、地面滑跑和地面停放, 是飞机上承受载荷较大的部件之一。飞机在起飞滑跑、着陆接地和地面运动时相对地面产生不同程度的撞击, 起落架是否能承受并减缓这种撞击从而减轻飞机受载, 需要对起落架载荷进行测量。起落架载荷常用的测量法为应变计测量, 首先在起落架一些典型的剖面改装应变计, 然后进行地面校准试验。通过校准载荷和应变计响应的对应关系, 利用线性回归建立载荷方程[2,3]。最后把起落架在起飞、着陆、地面滑跑和地面停放等实际受载时的应变计响应代入载荷方程从而得到起落架载荷。地面载荷校准是起落架载荷测量的基础, 其中应变电桥的选择是关键环节, 直接关系着载荷测量的精度。通用的电桥选择方法是观察电桥的响应特性, 选择线性好、迟滞性小、敏感性高、单一性好且没有冗余的电桥, 该选择方法需要较丰富的工程经验, 且需对结构受力熟悉。但是当电桥较多时, 用此电桥选择就较为复杂, 因此出现了基于T值法、beststep-down方法以及遗传算法等的电桥选择方法[4]。这些方法主要从数学的角度去控制电桥的选择, 可由计算机自动完成, 不需人工干预, 并在飞机机翼等气动部件进行了应用。其本质为逐步地减少电桥个数, 但是上一步剔除的电桥不一定在下一步和别的电桥组合时建立的方程精度低。因此这些方法可能会漏选最优的电桥组合。本文将给出一种基于检验载荷的选电桥方法, 其目的为充分发挥计算机自动选电桥的优势, 又要保证所选电桥建立的载荷方程的计算精度。主要包括如下几部分:基本理论公式、基于检验载荷的选电桥方法、某型起落架载荷方程校准以及结论。
1基本理论公式
起落架通常所受载荷为, 航向刹车摩擦力Px、航向力Fx、侧向力Fy、垂向力Fz以及扭矩Mz。可用线性回归建立载荷方程的理论基础是线性叠加原理成立, 即
式 (1) 中μi表示任意应变计电桥i的响应, αi1, …, αi4为常数。在满足此条件下的线性回归方法如下。
1.1线性回归
假设L为上述5种载荷之一, 其线性回归方程为
式 (2) 中k1, …, km为所要求的载荷方程系数, μ1, …, μm为某m个电桥的响应。则对于n次不同加载, 所建立的方程组为
方程 (3) 的求解通常采用最小二乘方法, 关于最小二乘的详细情况可参考文献[2, 5]。
1.2误差公式
2基于检验载荷的选电桥方法
对于起落架地面校准, 通常采用单向加载数据建立载荷方程, 用多向加载数据对所建载荷方程进行检验。评价所建载荷方程的惟一标准为检验载荷代入时的结果与实际加载结果的误差。如果单向加载建立的载荷方程足够好, 在多向加载时的误差将较小。当所用的建立载荷方程的方法 (线性回归) 确定后, 那么所建方程的好坏将由所选电桥惟一决定。传统选电桥的方法是根据电桥的响应特性, 选择线性好、迟滞性小、敏感性高、单一性好且没有冗余的电桥, 所有这些条件都是为了保证检验载荷代入时误差较小, 即方程式 (4) 的值较小 (注意此时代入的是多向检验载荷数据而非建方程的单项载荷数据) , 所以方程 (4) 是对上述条件是否满足的一个检验, 一定程度上可反映所选电桥物理特性, 因此如果单向建方程时将检验代入的误差作为一个条件, 那么所建载荷方程的精度就可保证, 此种做法可以充分利用计算机自动选电桥的优点, 具体的算法流程如图1所示。
3在某型机起落架载荷校准中的应用
某型飞机右主起落架某行程地面载荷校准试验的工况如表1所示 (归一化数据) 。利用工况1—4的数据, 根据2部分的选电桥方法, 分别对航向刹车摩擦力Px、航向力Fx、垂向力Pz、侧向力Fy建立载荷方程, 所选择的电桥和相应的载荷系数在表2给出, 电桥名称后面的数字表示电桥所在剖面, 剖面具体位置略。当所选电桥的个数为6时, 表3给出了不同检验载荷的检验误差, 可发现垂向载荷误差电桥方法不但简单可让计算机自动选择, 而且所建载荷方程的精度也基本上可接受。对于垂向较大的误差, 可考虑改变所选电桥的个数来改善, 因为建方程所使用电桥个数也是影响计算精度的原因之一。 图2给出了各种检验工况下实际施加载荷与载荷方程得到的载荷比较 (归一化数据) , 黑色表示实际加载载荷, 红色表示载荷方称预测载荷, 此处 (a) 、 (b) 、 (c) 、 (d) 分别为航向刹车摩擦力Px、航向力Fx、垂向力Pz、侧向力Fy的检验状况, 与表3相对应。从图2可以看出, 所有的检验工况中, 施加载荷和载荷方程得到的载荷两者吻合地均较好, 进一步地说明了本文提出的自动选电桥方法的有效性。
使用电桥个数也是影响载荷方程计算精度的原因之一, 图3给出了选用不同电桥个数时使用本文方法所建载荷方称的最小误差。可以看到对于四种情况, 随着电桥个数的增多, 误差均先减小, 中间有一较为平缓阶段, 后增大, 误差的变化趋势是相同的;当所选电桥个数为4—8时, Px、Fx、Fy三向误差均在10%之内;垂向载荷相比较其他三个方向的误差较大, 当电桥个数为5时, 垂向的误差最小, 约为10%, 其他情况下, 垂向误差均大于10%。
由于本文方法提出的选电桥准则是基于检验载荷代入方程的计算精度, 即公式 (4) , 而公式 (4) 也是检验传统选电桥方法 (选择线性好、迟滞性小、敏感性高、单一性好且没有冗余的电桥) 的唯一标准, 所以本文的提出的选电桥方法一定程度上可反映所选电桥的特性。需要指出的是, 使用本文选电桥方法的前提是要有足够多的各种组合的检验载荷, 因为只有加足够多的检验载荷, 才能全面地反映出结构的特性, 从而提高所建载荷方程的精度。
4结论
(1) 提出一种基于检验载荷的自动选电桥方法。
(2) 该方法不但具有计算机自动选电桥的优点, 而且还可保证所选载荷方程的精度。
(3) 对所建载荷方称, 随着所选电桥个数的增多, 预测误差有先减小, 然后趋于平缓, 最后增大的变化趋势。
(4) 使用该方法的前提为要有足够多的检验载荷, 使得可以表示结构的所有的受力状况。
参考文献
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载荷方法 篇11
关键词: 计算流体动力学; 浮式起重机; 风载荷
中图分类号:U653.921; TU311.3; TU312.1文献标志码:A
Wind load calculation of 7 500 t floating crane
DONG Dashan1, WANG Sheng1,2, MEI Xiao1
(1.Logistics Engineering College, Shanghai Maritime Univ., Shanghai 200135, China;
2.Shanghai Waterway Engineering Design and Consulting Co., Ltd., Shanghai 200120, China)
Abstract:
In order to study wind load effect on floating cranes,wind load of a floating crane, which is made by Shanghai Zhenhua Heavy Industry Co.,Ltd. with a hoisting ability of 7 500 tons, is calculated under the conditions of storm, sailing and working, using the method of Computational Fluid Dynamics (CFD). Comparing with the result that is calculated according to Design Standards for Cranes (GB/T 3811—2008), the result that is calculated according to Design Standards for Cranes is conservative, and the safety factor is too large. The result provides a reference for the floating crane design.
Key words:computational fluid dynamics; floating crane; wind load
0 引 言
2008年,上海振华重工(集团)股份有限公司生产出起重量居世界第1的7 500 t全回转自航浮式起重机.[1]随着经济的发展,浮式起重机向大型化方向发展,并越来越显现出高、大、细、长的柔性特点.由于浮式起重机在海上作业,其迎风面积大、重心高,对风载荷的响应敏感,风致振动现象明显,容易造成恶性事故.目前,国内外对起重机风载荷和风振问题的研究较少,因此,现行规范能提供的条款内容有限,起重机结构抗风设计缺乏足够的科学依据.随着科学技术的发展,可以用仿真模拟实现对浮式起重机的风载荷的计算.1 计算风工程
计算风工程是近20年来发展起来的1门数值计算方法.基于空气动力学原理,采用计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)技术,用数值模拟方法计算大气边界层中的钝体绕流现象.数值模拟较传统的风洞试验有以下优点[2]:
(1)费用低、周期短、效率高;
(2)可方便地改变各种参数,探讨各种参数对结构抗风性能的影响,在结构初步设计中极为重要;
(3)基本不受结构尺度和构造影响,尽可能真实地模拟实际结构的构造以及所处的大气边界层风场环境;另外,可进行全尺度模拟,克服试验中难以满足雷诺数相似的问题;
(4)可利用丰富的可视化工具,提供风洞试验无法提供的绕流流场信息.
由于风和结构相互作用的复杂性,利用CFD技术得到的结果必须与用其他方法得到的结果相互比较,本文研究采用数值模拟和起重机设计规范计算相比较的方法,综合考察不同工况下浮式起重机的风载荷,所得结果可用于指导起重机的结构设计.
2 浮式起重机风载荷计算
图1为上海振华重工(集团)股份有限公司7 500 t浮式起重机实体模型.为得到作用在其上的真实风载荷特性,本文数值计算模型按1∶1进行建模.
图1 浮吊实物模型
2.1 模型的建立和网格化
本文数值模拟的几何模型保留所有对风载荷有影响的几何信息,包括连接处的微小结构(这些微小的连接处直接暴露在风场中且不依附结构尺寸较大的构件,对风载荷的计算有一定影响),从而确保数值计算的结果的真实性.该浮吊的体型尺寸:长度X=145 m,宽度Z=27 m,高度Y=75 m.计算流域:长度L=800 m,宽度B=200 m,高度H=200 m.
该模型的网格化如下:
(1)网格划分采用网格生成工具ANSYS ICEM CFD 5.1;
(2)考虑到浮式起重机结构的复杂性,采用四面体网格划分,在保证计算精度的前提下,提高网格效率;
(3)考虑到地面摩擦对风速的影响,在靠近地面的地方加密网格,以适应边界层.
图2～4为浮式起重机四面体网格示意图和局部放大图.四面体网格总数为1 100万个.
图2 风场整体网格
图3 浮式起重机网格放大
图4 浮式起重机臂架网格放大
2.2 边界条件的设置
数值计算设置在25 ℃的环境中进行,进口速度的设置参考《起重机设计规范》[3],进口速度函数表达式为[SX(]V(H)[]V(10)[SX)]=H100.2(1)式中:V(H)为高度H处的风速;V(10)为10 m高处的风速;H为距离地面的高度.
出口采用环境压力边界条件,出口压力为1标准大气压.考虑壁面黏性对流体运动的影响,对风洞的四周和浮式起重机表面都设置为无滑移墙.
2.3 求解工况
采用图5所示的坐标系Oxyz,坐标系的原点O在浮吊底部中心点的地表面上,y轴向上,x轴沿浮吊臂架在水平面投影轴向,z轴方向满足右手法则.α为臂架仰起的角度,φ=0°时,风沿着臂架正方向;当φ角为正时,表示浮吊逆时针旋转;当φ角为负时,表示顺时针旋转.
图5 浮吊求解工况坐标轴
当V(10)分别为50 m/s(暴风工况),26 m/s(航行工况)和17.1 m/s(工作工况)时,计算沿臂架和垂直于臂架的风载荷.设置1个沿风速方向作用在浮式起重机上风载荷的监控点,收敛残差为10-4,迭代步数为100步时收敛.
2.4 数值计算结果
2.4.1 压力场和流场分布
(1)风速为50 m/s,臂架水平(α=0°),风向沿臂架方向(φ=0°),浮式起重机表面压力和浮式起重机中截面风速分布分别见图6和7.(2)风速为26 m/s,臂架水平(α=0°),风向沿臂架方向(φ=0°),浮式起重机表面压力场和浮式起重机中截面上风速分布见图8和9.(3)风速为17.1 m/s,臂架水平(α=71.20°),风向沿臂架方向(φ=0°),浮式起重机表面压力和浮式起重机中截面风速分布见图10和11.
图6 浮式起重机表面压力分布
图7 浮式起重机中截面上风速分布图8 浮式起重机表面压力分布
图9 浮式起重机中截面上风速分布
图10 浮式起重机表面压力分布
图11 浮式起重机中截面上风速分布
由浮式起重机表面压力分布图可知,作用在迎风面上的风压比起重机设计规范值大.浮式起重机表面风压分布结果,较好地反映在不同风向下,浮式起重机构件之间相互干扰的效果.在迎风区,构件表面的正压最大;在背风区,构件正对风向的立面正压明显下降,反映前方构件的“遮挡”效应.构件表面的负压主要由流动分离造成.
由浮式起重机截面风速分布图可知,作用在浮式起重机表面的风速最大值与式(1)的计算结果相同,表明CFD计算结果的准确性.浮式起重机截面上风速分布结果,较好地反映风场符合“钝体绕流”的基本规律.在浮式起重机的拐角处,流动分离造成的气流加速使局部区域风速较高;而在背风区,风速较小.[4]
2.4.2 浮式起重机的风载荷
在用ANSYS CFD进行后处理时,通过对浮式起重机表面数值积分的方法,得到作用在浮式起重机的表面风载荷,其与实际设计的起重机风载荷比较见表1.
由表1可知,CFD计算浮式起重机的风载荷在沿臂架方向的差异比在垂直于臂架方向的差异大.原因为《起重机设计规范》未全面考虑“遮挡”效应和“钝体绕流”[5-7]效应.“遮挡”效应使流体的沿程损失增大,作用在背风区的构件风速减小,使作用在其上的风载荷减小;“钝体绕流”效应使流体的局部损失增大,在钝体绕流区域,局部的风速增大,风压减小,使作用在其上的风载荷也减小.
3 结束语
本文按照7 500 t浮式起重机的实体模型建模,进行CFD数值模拟.计算几个工况,得到作用在其上的速度流场和压力流场,并绘制压力和风速分布图.在后处理时,将作用在浮式起重机上的压力按数值积分的方法,得到作用在起重机的风载荷大小.
从风载荷角度看,浮式起重机单根构件的形体不复杂,可直接参照《起重机设计规范》设计,但浮式起重机整体风压和风速与单根构件有较大区别.“遮挡”效应使后方的构件表面风压低于前方构件,“钝体绕流”使局部构件表面风压增加,因此,设计浮式起重机的风载荷要考虑构件之间的相互影响.由于构件之间的相互干扰,使局部的风压、风速过大,对浮式起重机的结构产生很大的影响,对浮式起重机的风载荷的评估、预测以及控制非常重要.平常所参考的《起重机设计规范》计算风载荷偏于保守,而用CFD仿真计算简单可行且成本低、试验周期短.
参考文献:
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载荷方法 篇12
目前在油田生产对节能减排要求日益严格的情况下,各种节能电动机作为提高电动机效率的主要措施,具备很好的节能效果。其中,混合磁阻电动机(混磁电动机)依据磁阻最小原理,可以不使用稀土磁钢或者极少使用稀磁钢[1],即磁通总是沿着磁阻最小的路径闭合,由磁场扭曲产生旋转转矩,从而实现转子连续运转。混磁电动机在有效提高电动机效率、降低损耗的同时,其可靠性、适应性弥补了以上电动机的不足。与异步电动机相比,无转差损耗,具有较宽的有效负载区,可在宽调速范围内保持电动机的较高能量效率[2]。
1 混磁电动机合理负载率的计算
应用混磁电动机进行装机功率合理匹配,既要满足变载荷油井的电动机功率裕量要求,又要保证其不出现轻载或过载的低效率高能耗问题。
首先引入周期载荷系数CLF,该系数是考虑因抽油机运动特性引起的轴扭矩波动及电动机电流波动的影响系数,定义为电动机电流均方根值与平均电流之比。周期载荷系数CLF可通过下式[3]来计算:
式中:CLF——周期载荷系数;
Ie——电动机电流的均方根值,A;
Im——电动机的平均电流,A;
Ii——电动机的瞬时电流,A。
因电动机效率随轴功率的波动而变化,1个周期内的平均效率不能用效率的平均值来计算,因此,采用平均轴功率和平均输入功率之比计算[4]:
式中:η——电动机效率,%;
P1m——电动机平均输入功率,k W;
P2m——电动机平均轴功率,k W;
P0——电动机空载损耗,k W;
PN——电动机额定功率,k W;
α——上、下冲程平均悬点载荷之比。令式中PP00==PP00//PPNN,即
式中:β——电动机负载率,%。
由此可绘制不同装机功率的混磁电动机效率在不同CLF时随β的变化曲线(图1~图3)。
由以上图可知,负载率越高,CLF对电动机效率的影响越大;电动机具有一定的合理负载范围,在此期间电动机的效率可在较高水平上保持稳定;当电动机负载达到一定范围后,随负载的增大,电动机内部损耗增加,电动机效率出现下降趋势。
按电动机效率大于90%确定混磁电动机匹配方案,即选择混磁电动机时合理的装机功率,确定负载率合理下限,杜绝电动机功率过大;确定合理负载率上限,杜绝电动机功率偏小烧电动机,合理负载率上限也可以按电动机效率开始下降的位置点来确定最小装机功率(表1、表2)。
2 现场试验
通过确定混磁电动机负载率合理上下限,现场应用混磁电动机开展了装机功率降级试验。
2.11#井装机功率降级现场试验
1#井现场用45 k W混磁电动机替换55 k W异步电动机。试验后,平均有功百米吨液耗电比试验前降低5.1%,无功百米吨液耗电降低95.3%(表3)。
2.22#井装机功率降级现场试验
2#井用22 k W替换45 k W电动机,应用22 k W混磁电动机后平均有功百米吨液耗电比试验前降低14.75%,无功百米吨液耗电降低63.1%(表4)。
3 结论及认识
混合磁阻电动机适用于油田抽油机井高耗能异步电动机的更新匹配,可以提高电动机功率因数,提高电动机效率;通过抽油机井周期载荷系数,可以准确计算混磁电动机负载率与电动机效率关系,从而有效指导混磁电动机的现场匹配工作。现场试验装机功率最大可下降50%,有功节电率达到14.75%,满足油井产能变化所需的负载裕量。
摘要：针对油田三相异步电动机存在能耗高、效率低的问题,在某采油厂现场应用混合磁阻电动机。通过油井周期载荷系数计算混合磁阻电动机的效率,给出不同装机功率下混合磁阻电动机负载率与效率变化关系,有效指导了现场的匹配。试验表明,与异步电动机相比,混合磁阻电动机的启动力矩大,降载效果好,装机功率可下降50%,可有效降低有功消耗,平均有功节电率达到14.75%。
关键词：抽油机,混合磁阻电动机,负载率
参考文献
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