航空仪表湿热验证试验总结

部标准HB6-76-76《航空仪表通用技术条件》第15条列入了湿热试验。以往,仪表产品只作常温下的抗湿试验。为了解仪表老产品对湿热的适应情况,按部及三○一研究所(76)三技681号文和(76)综字第7号文要求,选用部分产品于一九七七年一至二月在上海电缆厂二防试验站进行了此项试验。参加试验的单位有三○一所、宝成仪表厂、新兰仪表厂、长风机械厂等。试验产品共9个型号54台。现将湿热验证试验的结果总结如下。     

航空火箭发射器振动冲击试验参数探讨

 <正> 80年代以前,我国研制生产了多种火箭发射器。训练实践及实战证明,参照苏联OTY标准确定的振动、冲击试验参数研制的发射器,结构满足了使用要求,安全可靠,使用维护方便,产品性能达到了当时国际先进水平。而80年代初,我国又参照国外有关标准,新制订了《航空火箭发射筒通用技术条件》(HB5525-80),其中对火箭发射器的振动强度试验与着陆冲击试验参数的规定过于严酷。表1列出了苏联OTY标准与HB5525-80两个文件中关于振动、冲击的试验参数对照。可以看出,后者的振动时间是前者的7.4倍,冲击次数是前者的6.6倍。因此,对HB5525-80文件的规定,值得探讨。     

产品的谐振及谐振频率的鉴别

设计航空仪表时,通常总希望将产品的谐振点移到规定的频率范围之外。但是,实际上由于产品各零部件的间隙、刚度及材料等不同,往往不易将产品及其零部件的所有谐振点全部移到规定的频率范围以外。为此,HB6—76—76《航空仪表通用技术条件》第18条抗振稳定性试验中增加了寻找谐振点的内容(详见该标准)。     

航空发动机配套成品振动试验方法研究及应用

为了缩短研制周期,降低研制费用,需制造出长寿命、高可靠性的航空发动机配套成品,振动试验作为产品寿命期内必然经历的试验项目,其试验方法的准确性直接影响产品交付后的质量。本文结合航空发动机成品振动试验的现状,在对比分析了国内外相关标准正弦振动试验要求差异性的基础上,结合国外产品研制中的振动试验要求,提出基于疲劳次数的航空发动机成品振动试验方法。最后,以发动机排气温度传感器振动试验方法为例,分析试验方法的合理性。     

对环境试验的标准大气条件的理解和选择

HB 6-71-76《飞机电机电器环境试验方法》以及新近批准的GB 2421-81《电工电子产品基本环境试验规程 总则》,都规定了环境试验的大气条件。这些条件是怎么确定的?应该怎样理解和选择?现谈一点个人的看法,供参考。     

航空发动机附件振动夹具等效优化设计

通过分析航空发动机燃油控制系统多管路产品振动试验过程中的故障因素,针对产品受振动环境非线性动态位移作用特点,采用多自由度模型缩聚降阶方案,模拟产品安装在发动机上真实的动力学特性,进行了振动夹具优化设计。试验数据和仿真结果表明,优化后,产品上的响应量值大幅改善,振动试验仿真数据与产品在发动机上实际安装仿真数据变化趋势基本一致,表明基于模型缩聚的振动夹具结构等效优化技术路径合理可行。     

谈谈加速振动试验问题

产品检验性振动试验是环境振动试验的一种。其中,以检查试件结构牢靠性为主要目的的振动强度试验历时较长(我部一般约为50～60小时或更多)。在当前社会主义革命和社会主义建设蓬勃发展的大好形势下,有关产品的品种和数量都在不断增长,相应的产品振动试验工作量也大量增加,因此,     

镀层和化学覆盖层表示方法举例DH

部标准HB5033-77(代替HB899-66)《镀层和化学覆盖层的选择原则与厚度系列》第三条规定:“镀覆层的表示方法按GB1238-76规定执行”。即镀覆方法、处理方法、镀层特征、处理特征、处理名称及后处理均用汉语拚     

蜂鸣振动与测量

航空仪表在做基本性能检查时,按HB6—76—76《航空仪表通用技术条件》规定,需加频率20—100赫兹,加速度为0．1~0．3g的蜂鸣振动。产生蜂鸣振动的设备称为蜂呜器。目前,主机厂和仪表厂所使用的蜂鸣器,主要是利用电磁铁吸合原理制成的。从结构来讲,有“吸合一释放式”和“吸合一释放打击式”。这两种蜂鸣器的振动波形差异很大。本文主要介绍蜂鸣器的工作原理、结构与振动波形分析以及蜂鸣振动的测量方法。     

电子产品振动环境试验中有关问题的探讨

振动环境试验是力学环境试验的一种,是保证产品质量的重要手段之一[1].目前在许多军用和民用标准中,都规定了通用的振动试验方法.     

叶尖定时在压气机转子叶片裂纹故障排除中的应用

介绍了基于叶尖定时的转子叶片振动非接触测试系统的基本原理。将叶尖定时技术成功应用在涡扇发动机压气机第6级转子叶片振动测试中,获取了全转速范围的叶片振动关键信息。测试结果表明,第6级转子叶片在转速10 557 r/min时发生共振,通过单自由度和周向傅里叶算法获取叶片振动信息,包括振动频率和幅值。利用叶片有限元模型建立叶尖位移与叶片关键点应力的位移-应力换算系数,实现叶片关键位置动应力重构。结合古德曼曲线完成极限应力转换,明确共振不是导致叶片出现裂纹的原因。通过压气机逼喘试验,确定所有叶片异步振动迅速增加,幅值增长倍数高达233.33倍。综合压气机前期试验情况,认定喘振试验次数过多和喘振时异步振动急剧增加导致动应力过大是叶片产生裂纹的主要原因。     

航空发动机振动环境谱统计归纳方法及振动试验台复现

为满足航空发动机及机载产品研制过程贴近使用环境的振动考核试验需求,需根据发动机实测振动数据给出振动考核 试验所需的输入谱图。依据GJB/Z 126-99中给出的环境测量数据归纳方法,建立了发动机实测振动环境谱统计归纳方法并通过 程序实现。利用发动机多架次实测试飞振动数据统计归纳得到发动机测点位置的振动实测谱。基于能量等效及信号频域特征分 布一致原则,将归纳得到的实测谱转化为可用于振动台输入的振动环境谱,并在振动台上进行了振动信号的复现试验。结果表 明：振动台输出信号与发动机实测振动信号频域分布特征一致,在统计频率带宽范围内振动总量最大相差5.7%,证明了转化方法 是合理的,为航空发动机机载设备贴近使用环境的振动考核试验方法提供了真实的输入谱图。     

某型机载悬挂发射装置气管断裂问题分析

针对某型机载悬挂发射装置振动试验气管断裂故障,通过改进产品充气管路结构、优化零件安装支撑方式、改进上接口工装气路模拟接口的结构设计,实现了气路组件振动响应的减小,并经振动试验验证其力学性能满足产品要求。经仿真理论分析计算,改进方案产品振动应力大幅减小,充气功能正常,试验后气密性检查合格,验证了纠正措施的有效性。     

航空发动机转速传感器振动试验载荷确定及应用

航空发动机成品振动试验多数参考振动环境试验相关标准执行,没有真正意义上结合成品的振动特性与发动机实测振动环境确定振动试验载荷,导致成品内场试验潜在问题没有暴露出来,外场交付使用问题频发,严重影响发动机可靠性水平.以某型发动机转速传感器为研究对象,详细地阐述了转速传感器振动环境载荷确定的工作流程和方法,提出了基于疲劳次数的正弦振动试验方法并完成了产品的试验验证,发现了壳体裂纹、输出断路等故障,将改进后的产品进行回归验证,故障未再发生.基于实测数据制定的正弦振动试验方法,对转速传感器的结构完整性进行了验证,可为确定传感器类成品试验载荷和验证产品的可靠性水平提供新的方法.     

振动台试验仿真方法

利用振动台试验仿真技术不仅可以预估产品是否能够通过振动试验,而且可以帮助设计人员了解产品在振动试验时的响应,从而改进产品设计,提高产品设计质量;还可以帮助振动试验人员了解不同试验方式的差异,从而改进试验方法,提高试验质量。针对一种5t电动振动台,首先建立动圈、转接台面和产品的模型,然后施加合适的边界条件和激励力,最后采用合适的振动台试验仿真计算方法得到试验仿真结果,并通过仿真计算结果与试验结果的比对,验证振动台试验仿真方法的正确性。     

典型支架动力学模型修正与隔振设计

在民机研制过程中，设计要求机载设备所能承受的振动量值需高于标准中规定的量值，而实际上由于供应商设备是货架产品，不一定按照DO-160G规范中所规定标准谱开展振动环境试验。为满足设备振动环境试验要求，在支架装机使用前需要采用相应的减振措施来降低设备处响应。以某型支架为研究对象，对典型支架进行了模态及随机响应分析，并对假件及安装支架实施了正弦扫频试验。依照各方向的扫频试验数据对有限元模型各阶响应进行动力学模型修正，添加刚度及阻尼单元。修正后的模态频率误差在2%以内，相应模态频率处的峰值误差在5%以内。随后对假件支架系统开展了隔振设计，通过在支架与机身连接处增加隔振器及粘贴阻尼层的方式，使得隔振后的仿真随机响应低于DO-160G标准谱20 dB，结果表明隔振措施有效。     

虑及多转速的核心机转子高速动平衡试验

为满足航空发动机整机动平衡对转子不平衡振动精稳抑制的需求，采用虑及多转速状态的转子高速动平衡优化配平方 法，开展了核心机转子动平衡试验。以核心机转子系统为对象，研究在高压压气机转子第4、9级盘上配重抑制高压涡轮振动的可 行性。综合考虑核心机转子在多转速下的振动状态，以残余振动平方和及残余振动最大值为目标函数，采用优化算法对配平方案 进行优化，制定了核心机转子高速动平衡方案。在核心机转子系统试验台上分别进行了单平面-单转速、单平面-多转速、双平面- 单转速以及双平面-多转速动平衡的试验。结果表明：采用虑及多转速状态的转子高速动平衡优化配平方法能使因不平衡引起的 核心机转子振动在工作转速区间内均有所减小。     

相同设备在不同试验条件下试验图谱选择方法

同一机载设备可能安装在同一飞机的不同位置,而不同位置可能具有不同振动试验要求。为合理选择典型振动试验条件,使同状态机载设备既能经受考核验证又能满足产品互换性要求,以累计疲劳损伤理论为基础,以仿真为手段,以试验为验证,研究了不同试验条件对产品寿命的影响,并以产品寿命为依据,得出了试验条件的选择方法。     

直升机坠毁响应的有限元模拟

 本文概述用非线性有限元技术对直升机结构的坠毁过程进行数值模拟。所分析的结构包括飞行员座椅、座椅减震器、地板盒段和滑撬。问题被当作结构在规定初速度或脉冲载荷作用下的非线性（大变形与弹塑性）动反应。用特殊设计的单元模拟减震器及座椅滑轨,用间隙单元模拟结构与地面的撞击。     

频率源振动对测速精度的影响

针对频率源振动会影响测速精度的问题,按照国军标车载设备的振动要求,对频率源振动带来的相位噪声进行仿真分析和实际测试。并以振动频率为5Hz为例,对10 MHz频率源进行测试计算得到相应短稳;然后计算频率源在静止和振动环境下的测速随机误差;最后通过比较得到频率源在振动时测速精度会恶化几个数量级的结果。建议在动中测速时,通过使用加速度灵敏度低的晶振,安装减震器,优化环路设计,采用数字补偿技术等措施以减少振动对测速精度的影响。