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在“其他”選項(xiàng)卡中，求解技術(shù)不涉及接觸迭代，載荷默認(rèn)按瞬態(tài)方式隨時(shí)間變化；至于初始加速度，如果是第一個(gè)動(dòng)力學(xué)分析步則為零，如果前一步同樣是動(dòng)力學(xué)步則沿用其結(jié)束時(shí)的加速度，默認(rèn)情況下ABAQUS會(huì)自動(dòng)計(jì)算，但若確認(rèn)載荷無(wú)突變則可關(guān)閉以節(jié)省運(yùn)算量。

(4) 確認(rèn)兩球無(wú)額外外力：step-2中無(wú)需為臺(tái)球A、臺(tái)球B施加任何載荷，僅保留其與桌面、相互間的接觸作用，確保兩球在碰撞過(guò)程中不受外力干擾；取消激活原臺(tái)球A的初始固定約束，使臺(tái)球A可在球桿撞擊下自由運(yùn)動(dòng)。

本文對(duì)某渦輪螺旋槳飛機(jī)的襟翼載荷進(jìn)行計(jì)算，以風(fēng)洞數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，采用等效盤(pán)模型考慮螺旋槳滑流影響工程算法計(jì)算襟翼載荷，與以計(jì)算流體力學(xué)（CFD）考慮滑流噴流影響計(jì)算為基礎(chǔ)所計(jì)算襟翼載荷進(jìn)行比較。通過(guò)對(duì)比分析，得出采用工程算法可以有效且快速的反映襟翼載荷情況，在基本滿足工程應(yīng)用需求的前提下更加高效便捷。

外部載荷是作用在機(jī)翼或垂直尾翼等結(jié)構(gòu)表面的空氣動(dòng)力和慣性力。外部載荷分為兩大類: 空氣載荷:空氣動(dòng)力，即升力和阻力，由氣流的動(dòng)壓引起，它們是由于飛機(jī)以一定速度在空氣中運(yùn)動(dòng)而作用在機(jī)翼表面的壓力的結(jié)果。 慣性載荷:由重力和由飛機(jī)機(jī)動(dòng)和大氣湍流產(chǎn)生的加速度引起的力。 圖1顯示了飛機(jī)在飛行中受到空氣動(dòng)力和慣性力的作用。

（2）使用整形片的入射波為近似三角波（或正弦波），有效較少波形彌散（“振蕩”），整形后的入射波脈寬大于整形后的脈寬，整形后的入射波脈寬經(jīng)測(cè)量為169e-6s。（3）等效載荷法的入射波比使用整形片的撞擊桿法的結(jié)果基本一致，并呈現(xiàn)更少的波形彌散（“振蕩”）。（4）波形整形的撞擊桿法、波形整形的等效載荷法的峰值基本一致為241MPa，無(wú)波形整形的撞擊桿法由于波形彌散幅值偏高，產(chǎn)生較大誤差。

描述了簡(jiǎn)化的甲板波浪沖擊載荷模型，該模型基于Kaplan方法（動(dòng)量守恒原理）和因船體結(jié)構(gòu)而導(dǎo)致的入射波的二階放大。計(jì)算得出隨時(shí)間變化的綜合載荷。由于采用了有效的附加質(zhì)量隨時(shí)間變化的近似計(jì)算方法，該方法運(yùn)行速度較快。結(jié)果顯示，與GBS平臺(tái)的甲板載荷測(cè)量值總體上吻合良好。使用商用的Volume-of-Fluid方法進(jìn)行的全非線性建模初步研究取得了有前景的結(jié)果。

2.2.2 波高波高對(duì)屈曲載荷的影響與壁厚的影響相反，增大波高致使波紋管屈曲載荷減小，屈曲強(qiáng)度下降，發(fā)生平面失穩(wěn)的危險(xiǎn)性相應(yīng)增加，所以為了避免波紋管平面失穩(wěn)的增加，波高的尺寸設(shè)計(jì)應(yīng)該小一些。而在波紋管液壓成型的過(guò)程中，在模具允許的范圍內(nèi)，欲提高波紋管的抗壓強(qiáng)度，采用減小波高的辦法是重要的有效方法之一[10]。

程立等[9]提出了一種用于滾動(dòng)軸承退化特征提取的類Sigmoid函數(shù)的改進(jìn)模糊熵模型，并提出了一種基于灰關(guān)系的滾動(dòng)軸承性能退化評(píng)估方法，以建立滾動(dòng)軸承退化特征與可靠性之間的關(guān)系，通過(guò)物理實(shí)驗(yàn)表明改進(jìn)模糊熵模型可有效提取滾動(dòng)軸承性能退化特征，且可信度到95%以上，為軸承性能評(píng)估建模與損失分析提供了參考。

結(jié)果表明，在該案例中，iSolver在30個(gè)計(jì)算輸出上與Abaqus完全一致，顯示出其強(qiáng)大的計(jì)算能力。 對(duì)上述兩個(gè)案例感興趣的讀者可以在技術(shù)鄰網(wǎng)站上搜索標(biāo)題以了解詳情。這兩個(gè)案例從不同角度考察了iSolver的能力，但在載荷的使用方面仍顯得相對(duì)簡(jiǎn)單。

通常建議在插入裂紋后做靜態(tài)裂紋分析，因?yàn)檫@將使用戶能夠確保裂紋模型的結(jié)果與無(wú)裂紋模型的結(jié)果一致，并提供分析步的子步SIFs。 無(wú)子步的分析步 使用上一節(jié)中的模型，完成了六步裂紋擴(kuò)展。定義了一個(gè)簡(jiǎn)單的載荷計(jì)劃，使用所有三個(gè)分析步的最后一個(gè)子步的總和，圖10.44。

無(wú)網(wǎng)格意味著無(wú)需節(jié)點(diǎn)間關(guān)系的信息，與傳統(tǒng)的有限體積或有限差分方法需要這種關(guān)系是不同的。圖形顯示翼型劃分了網(wǎng)格（左側(cè)），右側(cè)相同的翼型則被點(diǎn)包圍。

在論文的結(jié)果章節(jié)中，通過(guò)比較插值得到的應(yīng)變歷程與壽命分布云圖，與未經(jīng)插值的直接計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了整套技術(shù)方法的有效性。六維特征載荷路徑的網(wǎng)格點(diǎn)（紅色）與六通道路譜載荷數(shù)據(jù)（藍(lán)色）疊加顯示在15個(gè)獨(dú)立的二維子空間投影上。該特征載荷路徑能夠?qū)?fù)雜、多維的載荷包絡(luò)進(jìn)行精確表征、離散化，并用于高度非線性響應(yīng)的插值。

</p><p><strong>（1）優(yōu)化后的結(jié)構(gòu)力學(xué)性能提升</strong></p><p>優(yōu)化后Ansys仿真結(jié)果顯示（如圖6所示）：第7枚鏡片的徑向應(yīng)力由3.86MPa降至0.046MPa，降幅達(dá)98%；后鏡框軸向補(bǔ)償量由0.0008mm提升至0.028mm，顯著緩解了溫度載荷下的結(jié)構(gòu)變形影響。

無(wú)網(wǎng)格意味著無(wú)需節(jié)點(diǎn)間關(guān)系的信息，與傳統(tǒng)的有限體積或有限差分方法需要這種關(guān)系是不同的。圖形顯示翼型劃分了網(wǎng)格（左側(cè)），右側(cè)相同的翼型則被點(diǎn)包圍。

實(shí)測(cè)顯示，3000×6000mm規(guī)格、250mm厚度的QT600材質(zhì)平臺(tái)，承載30噸設(shè)備時(shí)，臺(tái)面撓度僅0.02mm，無(wú)變形問(wèn)題。

2、換用空心滾子軸承：空心滾子軸承是在軸承整周每120°布置一個(gè)空心滾子，空心滾子與內(nèi)外圈之間無(wú)游隙有過(guò)盈，在輕載時(shí)，空心滾子的過(guò)盈量使軸承滿足最小載荷要求；重載時(shí)，空心滾子 彈性變形，由實(shí)心滾子主要承受載荷。

對(duì)于軸承橢圓截?cái)嗦实脑S用值，目前業(yè)界尚無(wú)統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)。Romax根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)推薦，在間歇工況下橢圓截?cái)嗖怀^(guò)15%，常規(guī)持續(xù)工況下允許發(fā)生橢圓截?cái)啵?lt;0）。然而，為了更精確地評(píng)估橢圓截?cái)鄬?duì)于軸承剛度和壽命的影響，我們需要知道發(fā)生橢圓后的赫茲接觸應(yīng)力和邊緣應(yīng)力，因?yàn)闄E圓截?cái)嗪鬂L動(dòng)體的載荷分布也會(huì)隨之發(fā)生變化，同時(shí)對(duì)軸承剛度也會(huì)產(chǎn)生影響。

無(wú)網(wǎng)格意味著無(wú)需節(jié)點(diǎn)間關(guān)系的信息，與傳統(tǒng)的有限體積或有限差分方法需要這種關(guān)系是不同的。圖形顯示翼型劃分了網(wǎng)格（左側(cè)），右側(cè)相同的翼型則被點(diǎn)包圍。

通過(guò)這些測(cè)試，可篩選出在硬度、厚度和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上更適配顯示模組使用環(huán)境的OCA材料，從源頭上控制Mura的產(chǎn)生。結(jié)語(yǔ)04PARTMura問(wèn)題本質(zhì)上是力學(xué)行為在光學(xué)層面的體現(xiàn)。通過(guò)系統(tǒng)性的OCA力學(xué)性能測(cè)試與選型，結(jié)合貼合工藝的優(yōu)化，可有效提升顯示模組的視覺(jué)均勻性與可靠性。

該工具包對(duì)于新興及小型 OEM 飛機(jī)制造商很有價(jià)值，能有效地幫助他們滿足未來(lái)的飛機(jī)認(rèn)證要求。