湿热环境下胶接修理碳纤维/环氧树脂基层合板振动特性

通过理论推导和有限元仿真,研究四端固支的复合材料层合板胶接修理结构在湿热环境下的振动特性。基于Mindlin一阶剪切变形理论和Hamilton原理,考虑湿热应力,利用温度与湿度的等效性,推导受湿热环境影响的复合材料层合板本构方程,采用有限元法求解层合板的振动特征方程。利用有限元软件ABAQUS,建立胶接修理层合板模型,并与文献结果进行对比,讨论不同的湿热环境和附加补片个数对胶接修理层合板振动特性的影响。结果表明:湿热环境下,附加补片的引入都使得胶接修理层合板各阶固有频率降低,附加补片个数由一个变为两个时,一阶固有频率进一步下降;湿度增加对固有频率降低的影响大于温度增加对固有频率的影响;在温度、湿度同时升高的环境下,附加补片的引入会使层合板胶接修理结构更早地达到湿热屈曲的状态。     

斜裂纹航空液压直管振动特性分析

为了研究含裂纹航空液压直管的振动响应特性,防止液压管路系统出现灾难性失效,针对液压直管可能出现的斜裂纹故障,考虑剪切力以及剪切系数的影响,推导出斜裂纹液压直管的局部柔度系数表达式,从而建立斜裂纹液压直管流固耦合有限元模型.利用Newmark-β积分法求解了液压直管的振动响应,将数值计算结果与试验测试结果对比分析,验证了...     

航空燃气涡轮发动机销接转子叶片的减振效果分析

本文介绍关于两种转子叶片振动特性的比较研究。这两种叶片分别是用销钉和纵树形或燕尾形榫头联接到旋转转盘上的，分别用一端铰接一端自由和一端固接一端自由这两种简化的叶片模型来计算两种叶片的振动。首先推导出适用于旋转离心力场中叶片与旋转平面成任意角度振动的传递矩阵，再用推导出的传递矩阵法计算叶片的固有频率和振型。然后根据模态参数计算叶片对气动激励的位移响应，并通过对位移响应的有限差分计算应力响应。两种模型的响应比较表明；销接叶片的最大位移响应要比榫接的稍微大些，但前者的最大应力响应则比后者的小得多。     

航空管路补偿器耐久性计算方法对比分析

本文研究了管路补偿器补偿位移疲劳寿命和耐久振动寿命的有限元分析计算方法。通过对某型管路补偿器有限元仿真计算结果和传统工程计算法计算的结果进行对比分析，研究管路补偿器补偿位移疲劳寿命的有限元计算方法，探索耐久振动寿命的有限元计算流程，并将结果同试验数据对比，以验证其设计方法的计算精度。结果表明，补偿位移的疲劳寿命有限元法的计算精度优于工程设计法；耐久振动寿命有限元法能够给出确定的振动应力分布情况，并预测出耐久振动寿命时间，工程设计法仅能计算出管路补偿器的自振频率，不能明确振动应力和寿命。     

航空发动机空间管路系统的流固耦合振动特性

为了分析航空发动机空间管路系统的振动特性,提出了一种采用自定义管单元建立输液管路流固耦合有限元模型的方法.模型中的自定义管单元考虑了管路的横向流固耦合振动、轴向振动和周向扭转振动.管路系统中的支承采用非线性弹簧单元模拟.通过将自定义管单元的仿真结果与试验测试数据和经典理论解进行比较,验证了自定义管单元的正确性.研究了实际空间管路系统振动固有频率和响应特性.研究表明:随着内压增大,固有频率和临界流速均减小.同时得出了非线性刚度系数和激励幅值对管路系统简谐激励下受迫响应的影响规律.      

考虑卡箍预紧状态的空间管路3维有限元建模

为了准确分析管路系统的振动应力，在合理引入卡箍预紧状态的前提下，提出了一种空间管路3维有限元建模方法，创 建了管路3维实体有限元模型。通过分析上下箍带对管路的夹紧力，确定了模拟卡箍力学特性的弹簧单元刚度值分布规律；卡箍 不同位置处的水平和竖直方向的刚度存在比例关系，且比例关系与位置角和方向有关；给出了用实体单元并引入上述卡箍约束 的有限元建模流程，其中每个卡箍用2个同面并按照节点分布的弹簧组来模拟，真实地反映了管路的几何特征和卡箍的约束状 态，能够适应管路系统动应力求解的需求；搭建了对应模态和谐响应分析的试验装置，并将试验结果和仿真结果进行了对比。结 果表明：相对于管单元，采用考虑卡箍预紧的管路系统3维有限元建模方法得到的固有频率和应力响应结果更贴近实测结果，仿 真计算与实测的振动应力偏差小于20%。     

发动机机匣弧面不规则管路的布局参数多目标优化设计

管路布局优化是降低发动机管路振动应力的重要手段,提出了一种发动机机匣弧面上不规则管路布局参数的多目标优化设计方法。从发动机机匣弧面的U形管路出发,建立了具有复杂布局走向的不规则单管路的参数化建模方法。分析了布局参数对管路的危险固有频率、多点激励响应的灵敏度。综合考虑错频和最大响应等多个目标,采用多目标遗传优化算法,对不规则管路的布局参数实施了优化设计。结果表明:管形布局优化设计效果显著,错开了两个危险固有频率禁带;管路结构在相同激励下最大位移幅值下降约35%,最大应力幅值下降近50%,为发动机管路的振动控制和动力学正向设计提供了参考。      

某航空液压管道振动异常故障研究

航空液压管道断裂问题偶有发生,管路系统振动是造成管路疲劳裂纹的重要影响因素。本文采用有限元分析与振动应力测试相结合的方法,通过分析导管的固有频率和振动应力值,确定导管振动异常与外界激励影响有关,并提出了解决方案,为导管故障的改进提供了一种解决思路。     

飞机液压管路系统振动应力测试研究

飞机液压管路系统振动不仅影响液压系统的工作性能及寿命,还将严重影响飞机的飞行安全。在首次飞行前,必须对其液压管路系统进行振动和应力测试分析。采用加速度和应力测试相结合的方法,通过仿真确定实测点,并将实测结果与仿真结果比较,获得飞机液压管路振动的合理测试方法与判据,为判断飞机液压管路振动是否在正常范围内提供便捷、可靠的数据。     

发动机外部管路系统的卡箍布局多目标优化

针对航空发动机外部管路系统卡箍布局不合理而导致发动机发生共振或振动过大问题,对发动机复杂管路的卡箍布局 进行优化设计。将卡箍简化为末端固定的线性约束弹簧单元,建立管路系统的整体有限元模型;进行卡箍在复杂3 维管路上的位置 参数化处理;通过相对灵敏度分析获得对固有频率以及随机振动响应影响较大的5 个关键卡箍位置参数;确定2 个优化目标分别 为前4阶固有频率远离发动机工作频率和随机振动应力均方根响应最小化;采用多目标遗传算法对5 个关键卡箍参数进行优化。 结果表明：通过优化设计同时实现了多阶频率调节和随机振动应力均方值的减小;对不同优化方案的效果进行对比发现,不同的优 化方法各有优劣,无法使2 个优化目标同时达到最优结果。     

飞机管道颗粒碰撞阻尼器设计与试验验证

飞机管道振动超标是严重威胁飞机飞行安全的重要故障,降低飞机管道振动水平,对于提高飞机可靠性和安全性具有重要意义。针对难于施加管道卡箍约束的飞机管道结构的减振问题,设计了一种基于颗粒碰撞阻尼技术的管道减振器。该减振器通过特定的结构设计,在不影响现有管道结构的基础上,很方便地安装到管道上进行减振。其减振原理是基于减振器内部的颗粒碰撞而导致的能量耗散,从而提高管道结构的阻尼效应。因此,将此颗粒碰撞阻尼器安装在振动管道上,在管道发生共振的情况下,管道振动峰值将明显降低。本文基于所设计的管道减振器,利用振动台试验研究了颗粒填充率对减振效果的影响,发现改变阻尼器内部颗粒的填充率,管道的振动随颗粒填充率的增加有先减小后增大的趋势,同时利用EDEM颗粒流仿真软件计算了减振器振动过程中颗粒的能量耗散情况,发现颗粒能量耗散速率最大时所对应的颗粒填充率与试验过程中管道振动加速度降到最低时所对应的颗粒填充率达到了一致,仿真结果与试验结果取得了很好的一致性。最后,将所设计的颗粒阻尼减振器安装在液压动力源管道上进行实际减振试验,测试了在安装减振器前后,试验管道在X、Y、Z三个方向的振动加速度,经过对比分析,发现安装颗粒阻尼减振器后,液压管道的压力脉动频率下的振动水平得到了明显抑制,试验结果充分表明了本文所设计的飞机管道颗粒减振器的有效性和实用性。     

液压管路系统随机振动下疲劳分析

民用飞机液压管路系统受到飞机振动环境的影响,可能产生振动引发的管路及安装结构疲劳破坏。为了分析液压管路系统在飞机振动环境下的承受能力,参考RTCA/DO-160G中对于固定翼飞机振动环境的定义及要求,对某民用飞机液压管路进行振动模态和随机振动响应分析。通过有限元分析得出了液压管路及安装结构的随机振动Von Mises均方根应力,采用基于高斯分布和Miner线性累计损伤定律的三区间法,计算管路系统的随机振动疲劳损伤,得到了疲劳薄弱部位及疲劳分析结果,为民用飞机液压管路在随机振动环境下的疲劳分析提供参考。     

基于测试数据的卡箍非线性等效建模方法

为了快速准确地计算卡箍管路系统的振动响应，提出了基于测试数据的卡箍非线性等效建模方法。对卡箍直管系统进行低幅值激励的模态测试，利用试验数据对有限元模型进行修正，识别卡箍线性刚度、线性阻尼参数。对卡箍直管系统开展不同激励水平下的恒力测试，通过样条插值多项式法将恒力频响函数转换为恒位移、恒速度频响函数，并进一步识别卡箍非线性等效刚度、非线性等效阻尼，建立了考虑卡箍非线性的等效动力学模型。研究表明:该卡箍等效动力学模型的预测频响函数与试验频响函数的最大误差仅为-6.9%，可以有效地反映卡箍实际的刚度、阻尼特性，对解决卡箍管路系统的振动响应分析具有重要的指导意义。      

卡箍对飞机液压管道动态应力的影响分析

以某型飞机液压管道为研究对象,使用六面体实体单元对管道进行有限元建模,并结合真实的发动机舱载荷曲线、飞机导管极限工作压力脉冲和管道压力脉动,计算了管道的动力响应;研究了卡箍对管道动态应力的影响,并与国军标《GJB 3054-97飞机液压管路系统设计、安装要求》提出的施加卡箍的原则进行了对比,结果达到了较好的一致性;在国军标的基础之上,提出了管道中的弯管卡箍配置原则。所得研究结果为管道振动抑制技术中卡箍优化配置提供了依据。     

Vibration analysis and control technologies of hydraulic pipeline system in aircraft: A review

Vibrations in aircraft hydraulic pipeline system, due to multi-source excitation of high fluid pressure fluctuation and serious vibration environment of airframe, can cause the pipeline system vibration failures through overload in engineering field. Controlling the vibrations in hydraulic pipeline is a challenging work to ensure the flight safety of aircraft. The common vibration control technologies have been demonstrated to be effective in typical structures such as aerospace structures, shipbuilding structures, marine offshore structures, motor structures, etc. However, there are few research literatures on vibration control strategies of aircraft hydraulic pipeline. Combining with the development trend of aircraft hydraulic pipeline system and the requirement of vibration control technologies, this paper provides a detailed review on the current vibration control technologies in hydraulic pipeline system. A review of the general approaches following the passive and active control technologies are presented, which are including optimal layout technique of pipeline and clamps, constrained layer damping technique, vibration absorber technique, hydraulic hose technique, optimal pump structure technique, and active vibration control technique of pipeline system. Finally, some suggestions for the application of vibration control technologies in engineering field are given.     

细长管道耦合振动频率特性及结构可靠性分析

本文针对细长流固耦合作用系统,采用弹性-声学梁模型,用“质量流”作流体变量,位移体结构变量,得出了对称的有限元耦合方程,并据此进行了实例分析。再以渗漏作为管道失效的标准,根据概率断裂力学模型,考虑循环振动应力的影响,用蒙特-卡罗法对管道失效现象进行了数字模拟,给出了不同循环数和循环应力下的失效概率。     

民用飞机副翼舱结构振动疲劳寿命预计

副翼舱是民用飞机重要部件之一,主要作用为连接副翼并对安装副翼提供支持,将副翼的气动载荷传递到主翼盒上。当受到气动力及其他激励时副翼舱结构产生结构振动响应。副翼舱结构振动疲劳寿命需满足民用飞机适航条款要求,为表明满足适航条款符合性,对随机动载荷激励下副翼舱结构进行振动疲劳寿命预计具有重要意义。以民用飞机副翼舱结构为研究对象,基于试飞实测应变数据、金属材料的随机振动S-N曲线和改进声疲劳寿命估算法,提出了一种适用于振动疲劳寿命预计的工程处理方法。通过飞行试验、有限元仿真、数据分析等相结合的方法进行副翼舱结构优化前后的振动疲劳寿命预计。副翼舱结构优化前损伤位置预测寿命最低为59飞行小时,符合实际损伤位置寿命情况。副翼舱结构优化后应力水平明显降低,寿命满足要求。结果表明：基于实测数据的副翼舱结构振动疲劳寿命预计方法有效,可作为振动疲劳寿命预计的工程处理方法。