随机基础激励下承力筒—蒙皮结构的声—固耦合分析

针对航天器承力筒—蒙皮典型结构,分别基于有限元—直接边界元法和有限元—间接边界元法建立仅考虑内/外声场和同时考虑内外声场的声—固耦合模型,开展典型结构在随机基础激励下的声—固耦合研究,并重点分析内外声场和声—固耦合效应对典型结构固有特性及动响应的影响。研究结果表明:考虑声—固耦合效应后结构振型未发生变化但固有频率降低,仅考虑单一声场效应时固有频率较同时考虑内外声场时升高;声—固耦合效应使结构的响应整体上降低,但在与激励方向平行的蒙皮处由于内声场的作用而增大;内声场对动响应的影响大于外声场。     

扩散声场作用下C/SiC复合材料薄壁结构的全频段响应分析

为了获取复合材料薄壁结构在扩散声场作用下的全频段应力响应,在70 m~3混响室内进行自由状态下的C/SiC复合材料薄壁结构的噪声试验(总声压级140 dB),测试混响室内扩散声场以及结构的加速度响应。另,建立扩散声场与正交各向异性复合材料薄壁结构相互作用的有限元–统计能量(FESEA)混合模型,计算得到结构的加速度响应分布,计算结果与试验测试结果一致。同时,基于模态应力恢复方法获得结构的应力场分布,结果显示扩散声场作用下的复合材料薄壁结构的应力场分布与加速度场分布规律不同。通过分析复合材料薄壁结构的弯曲波长与声波波长之间的关系,揭示噪声载荷与结构的波长耦合效应。该FE-SEA混合模型计算的应力场可进一步应用于声疲劳分析。     

空气舵气动力‒脉动压力‒结构耦合响应分析

气动力、脉动压力、结构振动相互作用,组成复杂的多场耦合系统,给动力学分析带来极大的挑战。文章基于PCL和DMAP语言自主研发了气动力–脉动压力–结构耦合响应分析软件,以复合材料空气舵为研究对象,建立其有限元模型,并开展模态分析;进而,建立基于Van Dyke修正活塞理论的气动模型,基于模态法分析了气动力–脉动压力–结构三者耦合的空气舵响应,并与不考虑气动力效应的非耦合结构响应进行对比,探究了气动力耦合效应对空气舵响应的影响规律。结果表明,气动弹性效应能使得空气舵振动响应从随机振动变为发散极限环振荡形式的高阶运动,显著改变脉动压力响应谱。可以预测,结构声疲劳分析中必须考虑气动弹性效应。     

某航天器天线声振组合环境试验与单项环境试验对比研究

由于受地面试验技术条件的限制,目前用单项噪声或振动环境试验来模拟航天器发射及飞行过程经历的声振复合环境。文章以某航天器天线为对象,开展了声与振组合环境试验与单独噪声、单独随机振动试验的对比分析:对于该航天器天线,单独噪声试验在低频区域激励效应较差;单独振动试验则在高频部分存在结构响应衰减;声振组合试验由于耦合效应对结构高频段的响应产生抑制,使得高频部分的响应被削弱。     

发动机燃烧室中火焰对来流扰动的动态响应研究综述

以航空航天发动机和工业燃气轮机燃烧室中的热声振荡为背景，介绍了热声不稳定性的基本概念和物理特性。首先，讨论了燃烧室中火焰对来流扰动的动态响应，分析了受扰动影响时火焰热释放率的脉动过程，回顾了火焰传递函数和火焰描述函数的实验、仿真和理论研究方法及结果。之后，讨论并分析了横纵向扰动、纵向双频率扰动以及考虑火焰曲率效应下的火焰响应特性。最后，介绍了近年来学界发现的一种与火焰响应密切相关的热声不稳定现象——固有热声不稳定，探究了火焰响应对固有热声不稳定模态的影响作用，分析了火焰响应在燃烧室热声振荡系统中的作用。     

考虑温度大范围变化的瞬态热固耦合方法研究

针对传统瞬态热固耦合方法不能准确反映温度大范围变化时传热与结构变形之间的耦合效应,基于Galerkin与Newmark算法,建立了充分考虑温度大范围变化对耦合项影响的瞬态热固耦合有限元计算方法。通过求解铝质薄板在强热流作用下的热响应问题,校验了该方法的正确性,并利用该方法对某型高超声速飞行器进气道热防护面板进行了瞬态热固耦合分析。利用理论公式证明并通过分析算例得出结论：温度剧烈变化对热固耦合问题的计算结果影响十分显著;考虑温度剧烈变化的耦合项对结构的温度场影响较小,但会使温度变化率呈现震荡状态,耦合项对结构的位移、变形速度及变形加速度有显著影响,对结构的振动起到阻尼作用。     

多级涡轮气热耦合仿真性能及强度对比研究

航空航天发动机中,涡轮工作环境恶劣,承受流动传热耦合作用下强烈的热冲击,其结构强度问题十分突出。分别采用气动仿真和气热耦合仿真对某多级涡轮结构开展气动和强度性能仿真研究,提取相应的热边界条件进行涡轮盘结构强度有限元计算。结果表明:两种分析方法得到的涡轮气动性能十分接近,但涡轮盘表面的温度分布存在较大差异,计算得到的径向变形偏差达16%,等效应力偏差达50~100 MPa,气热耦合仿真结果更为可靠。     

大功率、高转速、高扬程涡轮泵振动分析与减振研究

比功率和能量密度都很高的火箭发动机涡轮泵,工作时引起振动的基本原因之一是较大的损失功作用在质量较小的产品上,减振必须是以提高组件的效率降低其振动比载荷为首选措施,同时改变其刚度与强度。组件中动、静件叶片之间的能量转换是引起流体压力脉动的主要原因,避免压力脉动的频率与转子转动的倍频耦合,特别是较低的倍频,是降低产品耦合振动的关键。流体密封间隙内的激振力对产品振动的影响很复杂,但激振力的主频与转子的某一固有频率接近时,将会对转子激起很大的振动,改变密封间隙内流体激振力的频率是抑制流—固耦合振动的主要方向。     

热声载荷下高温合金薄壁结构非线性动态响应特性

针对航空航天薄壁结构热声疲劳问题,采用解析法和有限元法相结合,研究矩形薄板样件的非线性动态响应特性。首先,推导了四边简支矩形板在热声载荷下的四阶非线性偏微分大挠度运动方程,并利用伽辽金法将其转化为模态坐标系下的二阶微分方程组;对该方程组进行单自由度简化,计算并分析了平面温度与温度梯度对矩形板振动响应的影响。然后,采用有限元方法计算出四边简支矩形钛合金板在不同温度下的模态频率,以及定常声压级、不同温度下的振动位移和应力响应,并着重对位移功率谱密度进行了详细分析。基于上述计算结果,对响应基频随温度变化关系进行了对比分析,并研究了矩形板屈曲和跳变响应特征。     

轻合金复杂薄壁构件流体压力成形技术新进展

随着新一代航空航天飞行器、高铁和新能源汽车向大型化、轻量化、高性能化、长寿命和高可靠性方向发展,对高性能复杂整体薄壁构件的需求更为迫切。这类构件突出的制造难题是材料难变形,形状复杂,性能要求高。这些难题互相耦合,使得此类构件制造难度极大,超出现有技术的成形极限,为传统成形技术带来巨大的挑战。为了解决以上技术难题,介绍了几种近年来发展的面向这类结构的成形新技术,包括异形截面管件低压充液压形技术、深腔曲面薄壁构件可控多向加压流体压力成形技术、难变形材料薄壁构件热介质压力成形技术。     

航天器组件声振组合环境试验与仿真技术

研究了某航天器太阳电池板的声振组合环境试验技术,并使用FE-SEA混合方法和耦合FE/BEM方法建立了太阳电池板的仿真模型,进行了声振组合激励下的响应仿真预示。仿真结果和试验结果的对比分析结果表明:声振组合试验对航天器组件的考核更充分;耦合FE/BEM方法更适合进行低频响应分析,而FE-SEA混合方法在中高频段更具优势,且两种方法的仿真预示响应和试验结果基本一致。     

统计能量分析参数获取技术的应用

目前飞行器高频力学环境预示主要采用有限元-统计能量混合方法,但由于缺乏模态密度、内损耗因子、耦合损耗因子等统计能量分析参数,导致声振响应预示结果不够准确,给结构和载荷设计带来了困难。文章将已有的统计能量参数获取技术应用于工程实际,通过试验获取了几种典型结构在不同安装边界下的统计能量分析参数,积累了相关的数据,为结构的精细化声振响应预示提供了输入。     

大型空间结构热弹性非线性有限元分析

由薄壁管组成的大型空间结构在外层空间受到太阳等星体的辐射加热，其热变形是值得关注的。为了准确地预测这种变形，首先推导了一种梁的热弹性几何非线性增量有限元格式，用以分析该类结构的热-力学响应，然后考虑到空间结构热流输入与变形耦合的特性，提出了一种热-力学耦合分析的有限元方法。对哈勃太空望远镜太阳能帆板热变形的实例计算表明，数值解与理论解符合较好。数值算例表明，结构内部热变形的不一致程度越大，考虑几何非线性对于热变形计算结果的影响越大；热流入射方向角和热变形大小是影响耦合效应的主要因素。     

基于混合FE-SEA方法的航天器支架车声振响应影响分析

支架车是航天器声振试验中的重要地面支撑设备,需要对其在航天器声振预示中的影响展开研究。文章基于混合FE-SEA 方法建立不同工况和不同航天器声振模型,研究了支架车对航天器结构的声振响应的影响。分析表明安装支架车后主要对系统的低阶模态的声振响应影响较大,对高阶模态的响应影响可以忽略。该结论可为复杂航天器的声振模型简化提供指导。     

高温应变接触式测量精度影响因素研究

高温结构热强度、热疲劳等问题的研究需要高温应变的精准测量。利用自主研制的自由框架丝栅式高温应变片开展结构高温应变测量精度影响因素研究,结合应变片结构与测量原理,建立高温应变片应变信息传递以及分布有限元模型,分析对比被测构件与敏感栅丝表面应变场的分布情况,确定高温应变片尺寸参数与使用参数对应变测量精度的影响因素,为应变片的设计与使用提供依据。提出了合适的丝栅式应变片结构参数,并利用高温应变片实验进行验证,确定了高温接触式应变测量精度影响因素,降低环节敏感性,提高高温应变测量精度,并可为其他形式的应变片的测量精度研究提供依据。     

航空航天结构轻量化设计与实验方法研究进展

综述了近年来航空航天结构轻量化设计方法，聚焦薄壁结构与连接结构两类主要承载结构轻量化设计进行总结；针对薄壁结构，分析了面向后屈曲行为的轻量化设计、虑及缺陷的鲁棒性设计以及创新轻质薄壁领域的发展动向；针对连接结构，总结了传力路径与区域应力调控两大类设计方法。此外，就轻量化结构的高精度实验方法与数字孪生模型等共性关键问题进行梳理，并展望了未来航空航天结构轻量化设计方法发展前景，为未来研究工作和装备研发提供参考。     

激光孔对定向凝固高温合金薄壁性能的影响

研究了激光孔对定向凝固高温合金的薄壁性能的影响。结果表明,薄壁试样的持久性能无明显下降,说明在本试验条件下,该合金的薄壁效应不明显。并从工艺因素和显微组织方面讨论了试验结果。     

大型柔性空间结构热-动力学耦合系统的非线性有限元分析

针对在轨航天器柔性附件的热-动力学耦合系统,发展了一种基于更新Lagrange格式的非线性有限元分析方法。构造了一种一维温度杆单元,该单元通过增加节点自由度数能够同时得到薄壁杆件横截面的平均温度和沿杆截面周向的温差,这些温度直接产生相应的热轴力、热弯矩和热双力矩。利用Rodrigues公式得到薄壁梁在大转动情况下的坐标转换矩阵,并推导了非线性动力学方程。进一步考虑结构变形和热流入射角的相互影响后,就得到了高度非线性的热-动力学耦合有限元方程。首先用标准考题验证了该方法的正确性,然后利用该方法对哈勃太空望远镜太阳翼的热诱发弯扭耦合振动问题进行了分析,给出了可能导致其失效的模式。
     

某型液体火箭发动机部分进气涡轮盘振动分析及改型设计

针对某液体火箭发动机部分进气自由叶片涡轮盘多次试车后在叶片型线根部和背弧出现疲劳裂纹的问题,采用三维弹塑性有限元法,考虑部分进气产生的Kick效应,计算了涡轮盘的静强度,得到了部分进气作用下叶片的静弯应力;考虑多场环境引起的预应力影响,计算了涡轮盘的模态,获得了涡轮盘固有频率和主振型;采用全环模型,计算了部分进气作用下涡轮盘的动态响应和动应力。在裂纹原因分析的基础上,对涡轮盘进行改型,在叶片顶部增加了围带,并对带围带涡轮盘进行了计算分析。结果表明:加围带后,涡轮盘叶片气流静应力下降了50%;气流力作用下的叶片动弯应力下降了65%;叶片之间以及叶片和轮盘之间耦合作用明显增强,涡轮盘固有振动模式发生转变,避免了叶片在共振频率附近发生的强迫振动;改型后显著降低了涡轮盘静应力及动弯应力,降低了出现裂纹的风险。     

小卫星声-振联合试验耦合响应分析及预估

卫星在主动段承受发动机脉动推力和气动噪声激励复合作用下的振动环境。以整星模型为试验对象,分别开展了卫星的振动台随机振动试验、噪声试验和声-振联合试验。对3组试验结果的对比分析发现,声-振联合试验中,基础激励和噪声激励对不同结构处响应在低频段和中高频段具有不同的影响规律。在此基础上,提出了一种工程应用方法,即用振动台试验和噪声试验的响应极值包络法以及线性叠加法以预示声-振联合试验的响应。