边界约束对直升机尾操纵拉杆安装频率影响分析

针对某型直升机在飞行过程中出现脚蹬高频振动问题,通过飞行振动数据分析,确定了故障原因为尾操纵拉杆动特性不佳导致尾操纵拉杆局部共振,从而引起脚蹬高频振动。为了满足装配要求,尾操纵拉杆与安装支座之间为间隙配合,导致尾操纵拉杆边界约束存在不确定性,因此有必要进行边界约束敏感性分析。本文采用弹簧刚度表征尾操纵拉杆边界约束,并基于Ritz法建立尾操纵拉杆理论模型,分析讨论了边界约束对尾斜拉杆安装频率的影响,同时根据计算分析结果提出了相应的解决方案。经地面动特性试验和飞行试验验证,该解决方案可以有效改善该型机脚蹬高频振动问题,同时对后续操纵拉杆设计和分析具有一定的参考意义。     

环形燃烧室周向点火机理基础研究进展

先进航空发动机普遍采用环形燃烧室结构，其周向点火联焰机理对发动机点火可靠性具有重要研究价值。由于实验室尺度模型实验成本低、测量精度高，已经逐渐成为实验研究环形燃烧室点火机理的重要途径。本文介绍了国内外几种典型的实验室尺度环形燃烧室模型及其相关研究，包括法国巴黎中央理工大学EM2C实验室的MICCA燃烧室模型；剑桥大学的预混/非预混环形燃烧室模型；慕尼黑工业大学的缩比燃气轮机环形燃烧室模型；浙江大学的环形燃烧室和涡轮耦合的TurboCombo模型。环形燃烧室周向点火过程一般分为3个阶段:（1）初始火核的形成；（2）火核扩张发展，在点火针附近喷嘴处形成单个稳定的旋流火焰；（3）火焰沿周向传播，依次点燃全部喷嘴后稳定燃烧。影响周向点火联焰过程的因素众多，机理复杂，已有的实验和数值计算对当量比、点火模式、热功率、流速、喷嘴间距等因素影响下的点火、熄火、火焰传播模式、周向点火时间等特征规律进行了丰富的研究。近年来，在环形燃烧室模型上也逐渐开展了气液两相喷雾燃烧的相关研究。同时，高时空分辨率的先进激光诊断方法的引入也将进一步推动点火机理的更深入研究。     

面内荷载作用下混合型边界约束复合材料层合板的振动特性

本文研究一对边界为混合型约束时矩形层合薄板的振动特性问题。文中同时考虑中面荷载作用效应，给出了基于子域分解技术，单向DQ离散格式和Galerkin法的半解析算法，并通过算例讨论了混合边界构成，铺设方式和面内荷载等对板振动特性的影响。     

基于反馈定理的IB-LB方法(英文)

格子波尔兹曼方法(Lattice Boltzmann method,LBM)和浸入边界方法(Immersed boundary method,IBM)皆为近年来发展的可替代Navier-Stokes(N-S)方程求解复杂流体力学问题的数值模拟方法。本文采用浸入边界-格子波尔兹曼方法(IB-LBM),将IBM作为一种边界处理格式应用到LBM中,模拟了静止单圆柱及并排双圆柱绕流,与文献对比结果吻合良好,证明该方法具有模拟复杂边界物体绕流的能力。与采用虎克定理、直接力法计算体积力项的传统方法不同的是本方法运用反馈定理,即采用流场和流场内物体之间的速度、位移反馈来计算体积力项,使得该方法易于实施并具有优良的并行性。     

用边界元进行紧凑拉伸试样电位法标定

本文采用边界元素法对标准紧凑拉伸试样的电位场进行了分析与计算,给出了电位法标定数据和曲线,并提供了电位计算公式。由于采用了无量纲量,所得a/W～2BV/ρI标定结果具有普遍适用性。边界元分析时,为提高计算精度,对角点采用了降阶多重节点法进行处理。将计算结果与电模拟试验方法的标定结果进行了比较,二者一致性很好;还与精确解进行了比较,其相对误差仅为0.2％,说明所进行的数值分析准确可靠。     

间接测力法在力限振动试验中的应用研究

本文给出了一种基于振动台电枢测力法在航天器振动试验中的应用方法,验证了基于振动台电枢测力法的合理有效性,并给出了应用该方法的航天器振动试验实例。结果显示,该方法能够有效缓解航天器振动试验中的过试验问题。与传统力限振动试验方法相比,既省去了力传感器的安装调试等过程,又避免了力传感器安装可能带来的航天器安装边界改变。     

类Starship飞行器大迎角动态特性数值研究

再入飞行器的动态稳定性是其任务成败的关键因素,因此有必要对新型类Starship飞行器大迎角动态特性进行深入研究。为辨识动导数,采用基于分区弹簧近似法动网格技术的非定常N-S方程求解器开展强迫振动的数值仿真。有限体积离散采用Roe格式及SST湍流模型,时间方向采用全隐式GMRES方法进行迭代求解。在高超声速弹道外形（Hyper ballistic shape,HBS）标模验证的基础上,获得了类Starship飞行器典型大迎角状态下不同飞行马赫数、重心位置、操纵面偏转角、迎角和减缩频率的俯仰动导数变化规律：典型状态下,俯仰动导数超声速时为负,亚声速时为正;随不同因素的变化,Ma=0.3和Ma=5.0时的俯仰动态特性差异明显;高速下操纵面上偏会导致阻尼减小,且后翼影响更显著。计算结果表明了本文方法在宽速域、大空域复杂外形飞行器动态特性辨识中的应用价值。     

厚盘动力分析的环形等参数元素和环形过渡元素

本文发展了环形等参数元素和环形过渡元素两种新元素。它们对于涡轮机厚轮盘的结构动力分析具有重要意义。这两种元素都采用半解析的方法,即位移在θ方向用付里哀级数表达,因而三维问题可降为二维问题处理,大大节省了计算机存贮量及计算时间。本文采用上述元素计算了某实际涡轮盘的振动特性,并与实验值和其他有限元解(环形厚板元素和扇形厚板元素)作了对比,其结果是令人满意的。     

摩擦因数时变的节点外啮合齿轮系动力学分析

以外啮合节点后啮合单级齿轮传动系统为研究对象，建立了系统六自由度非线性动力学模型，考虑了时变啮合刚度、时变齿面摩擦、载荷在啮合区动态分配以及齿侧间隙的影响。采用能量法计算了时变啮合刚度。基于弹流润滑（Elasto hydrodynamic lubrication, EHL）理论计算了时变摩擦因数，与库伦摩擦模型进行了对比分析，得到了齿轮副非线性振动方程，同时采用数值方法求解了系统的动力学微分方程组，得到了系统的时域动态响应和相图，并分析了系统的动力学特性。     

基于弹簧系统网格变形方法的旋翼气弹耦合分析

在旋翼气动弹性耦合（CFD/CSD）分析中引入弹簧系统网格变形方法，建立了一套适合于旋翼气动载荷分析的CFD/CSD耦合方法。为了解决CFD/CSD耦合中关键的网格变形问题，旋翼桨叶贴体网格变形采用基于“ball-vertex” 弹簧系统的动态网格方法，通过添加冗余约束，避免了畸形网格单元的产生。旋翼流场计算采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的CFD模块，对基于运动嵌套网格 的空间流场进行求解，湍流模型采用B-L模型。结构分析采用基于中等变形梁理论的CSD模块，基于Hamilton变分原理建立旋翼桨叶动力学方程。首先对振荡NACA0012翼型的流场进行了求解，验证了网格变形模块和CFD模块的有效性，然后采用UH-60A直升机旋翼作为算例对结构动力学模块进行数值验证。在此基础上，计算了UH-60A直升机旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动载荷，并与飞行测试数据进行了对比。计算结果表明，文中的弹簧系统网格变形方 法可以有效地用于旋翼CFD/CSD耦合计算分析，提高了旋翼气弹载荷的预测精度。     

渐变刚度钢板弹簧刚度特性计算的曲率-载荷混合法

渐变刚度钢板弹簧在汽车中有广泛的应用.目前,汽车钢板弹簧的计算方法主要有共同曲率法和集中载荷法,但用这些方法计算副簧为变截面簧片的渐变刚度钢板弹簧时,适应性不好、精度不高.本文建立了具有该结构形式的渐变刚度钢板弹簧的普遍适用的力学模型,提出了一种计算分析渐变刚度钢板弹簧刚度特性的曲率-载荷混合法,通过对某型铃木汽车的渐变刚度钢板弹簧刚度的实例计算及与实验值比较,表明本文提出的曲率-载荷混合法简便易行且有较好的精度.     

挠性膜片联轴器优化设计

本文改进了Ｐｏｗｅｌｌ的直接优化方法，提出了有效的约束函数法，并用此法研究了膜片联轴器在强度刚度振动条件下，以重量轻，刚度最小为目标的优化设计计算，基于膜片的强度，刚度是在有限元分析基础上的，必须要很好地解决有限元前置处理（自动分单元、分载荷）和后置处理（绘等值线）。开发了一套比较完善的膜片外形优化设计软件系统，简称ＯＤＦＣ系统。     

轮盘及带叶片轮盘振动分析方法

轮盘及带叶片轮盘的振动问题是航空涡轮机工程发展中最重要的问题之一。为了计算轮盘及带叶片轮盘的振动特性,人们已经进行了许多研究工作。近十年来,随着航空发动机技术以及有限元方法的发展,轮盘及带叶片轮盘的振动分析方法有了很大的发展。本文综述了国外有关轮盘及带叶片轮盘的各种振动分析方法。其中,有限元素法为最强有力的一种分析方法。近年来,在有限元素法中发展了一些新元素(如环形元素,扇形元素等)。若用这些元素来计算轮盘和带叶片轮盘的振动特性,可以大量节省计算机的存贮量和计算时间。因此它们对研究带叶片轮盘组合件的振动是十分有用的。本文介绍了40多篇文献。它们对研究轮盘及带叶片轮盘组合件的振动特性是很有价值的。     

双向阶梯式矩形板的自由振动

本文采用Reisaner—Mindlin一阶剪切变形板理论，得出n级双向阶梯式矩形板自由振动系统的总位能。通过Raylcigh-Ritz法，采用粱函数作为各种边界条件下阶梯式板的位移函数，求得阶梯式板的自振频率。     

离散奇异卷积法结构分析

离散奇异卷积法是近几年内提出的一种新型的、具有潜力的数值计算方法.目前该法已被成功地用于结构元件的力学分析.本文介绍了离散奇异卷积法的原理,尝试用该方法分析工程结构中常用的梁、矩形板结构的弯曲、自由振动性能,并将计算结果与解析法和微分求积法的所得结果进行比较.结果表明,离散奇异卷积法是一种简单、可靠的数值计算方法.     

任意铺层复合材料加筋板屈曲/后屈曲行为的解析解

给出了一种求解任意铺层复合材料加筋板屈曲/后屈曲问题的解析方法。首先将加筋板简化为受弹簧约束的层合板,而后通过构造位移函数,并利用伽辽金法得到了加筋板压缩、剪切和压剪载荷下的屈曲/后屈曲解析解。求解中引入了无量纲参数,使得结果更具一般性;在后屈曲行为中考虑了初始缺陷和由耦合刚度引起的前屈曲挠度,使得结果更加准确。通过与有限元结果的比较,讨论了几何参数、弹簧刚度等对解的影响。最后将该方法应用于T形加筋对称铺层复合材料加筋板的屈曲/后屈曲分析中,考虑T形筋对复合材料层板粘结区的刚度增强作用,采用刚度平均化方法引入增强效果,并与两种T形筋刚度简化模型以及有限元结果进行了比较,验证刚度平均化方法对计算加筋板屈曲/后屈曲行为的有效性。     

基于时频域转换及雨流法的电子设备随机振动概率疲劳损伤预测

针对电子设备随机振动疲劳损伤存在高度的不确定性问题,提出了一种基于频时域转换及雨流法的概率疲劳损伤预测方法,用于预测某航空电子设备在特定随机振动载荷条件下的疲劳损伤分布。通过采用“等效单元谱”近似计算,本文提出的方法能够在短时间内给出电子设备的损伤概率分布,且计算得到的疲劳寿命均值与试验结果吻合较好。因此在开展复杂功率谱密度（Power spectral density, PSD）载荷谱作用下的随机振动疲劳损伤计算时,具有计算效率高、工程适应性强等优势。     

面外弯曲振动薄板上的除冰剪切应力分布特征研究（英文）

基于压电驱动器激励振动的机械力学式除冰技术是一种重量小和能耗低的新型除冰技术，用于应对航空结冰威胁问题。其中机械振动引起的界面剪切应力和相应结构振动模态是该除冰技术研究中的两个重要方面。寻找合适的振动模态来产生足够的界面剪切应力以提高除冰效率是研究中的重要内容。薄板的振动模态通常用横向轴线和纵向轴线上的反节点数m和n来描述。本文目的是研究不同结构弯曲振动模态下除冰剪切应力的分布特征，从而为基于机械振动的结冰防护系统（Ice protection system, IPS）的详细设计建立目标振动模态的选择依据。通过理论分析和仿真计算，建立了界面剪切应力与结构振动模态参数之间的关系。采用“冰层-平板-压电陶瓷”的有限元分析模型（Finite element model, FEM），仿真计算了不同振动模态下的应力应变水平，并根据仿真和实验结果分析了除冰剪切力的分布特征。最终给出了基于弯曲振动模态参数m和n的特征来确定除冰模态的选择标准。     

改进的CFD/CSD耦合系统设计方法及其计算

论述了界面上的数据交换方法和时间推进格式在流体动力学（CFD）和结构动力学（CSD）耦合求解非线性气动弹性问题中的关键作用;改进了CFD／CSD耦合系统．包括基于边界元方法设计了CFD和CSD耦合界面的数据转换方法,该方法可在同一映射矩阵处理结构响应和非定常气动载荷转换,保证了耦合边界上的能量守恒;改进了一种松耦合方法流程,在保持模块化基础上提高了计算精度和效率。最后将本文方法应用于二维位移外插算例和A—GARD445．6机翼的动响应分析中,结果表明本文方法具有较高精度。     

约束阻尼层板的振动分析

约束阻尼层结构是一类利用阻尼层的剪切效应达到减振目的的结构。基于这一原理，本文分析了约束阻尼层板的振动。引入的位移模式中，考虑了附加部分对原结构运动的相对性和阻尼层的横向剪切效应，据此推导了约束阻尼层板的运动方程和边界条件。最后分析了简支矩形板的固有振动，讨论其振动特点。