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摘要
为了研究自控飞机大臂起升运行过程中的动态响应特性及疲劳强度问题,在大臂的载荷特性分析基础上,根据合力矩定理推导出自控飞机大臂最大应力的计算公式。应用有限元软件ANSYS Workbench建立大臂起升机构刚柔耦合多体动力学模型,对其进行仿真分析,获取大臂在起升过程中的最大应力时间历程曲线,并与理论计算结果进行对比,应力最大值误差小于2 %,验证了建模、仿真的正确性及合理性。计算结果表明大臂摆角为108 °时,大臂最大应力达到最大,最大应力部位为大臂下部气缸支点部位,并对该部位进行疲劳校核,大臂的疲劳寿命大于整机的使用年限,该疲劳寿命计算方法对游乐设施主要部件的疲劳校核具有通用性和实用性。
