一种用于高频疲劳试验机的程控系统

本文介绍了一种用于高频疲劳试验机的程控系统,阐述了系统的性能特点、工作原理、硬件结构和软件设计方法,同时对载荷的模糊控制进行了讨论。     

大型水陆两栖飞机突风响应特性的程序化设计

现代飞机设计过程中,要考虑飞机遭遇突风时不同部位的动态突风载荷特性.根据大型水陆两栖飞机的设计要求,制订离散突风和连续紊流的分析流程,研究离散突风和连续紊流响应特性的程序化设计方法,并计算飞机各部位的单值载荷包线和组合载荷包线.程序化设计结果表明,大型水陆两栖飞机遭遇突风或紊流时,机体动态载荷量级与静载荷相当,且设计效率大大提高.研究结果为大型水陆两栖飞机的突风载荷设计提供了依据.     

高载下不同试样尺度复合材料的动态黏弹性

 采用EPLEXOR500高载动态热机械分析仪(DMTA)在三点弯曲方式下考察了静态载荷和动态载荷对不同试样尺度T300/环氧648复合材料储能模量和损耗角正切的影响。结果表明，复合材料储能模量随动载增大而降低，随静载增大而升高，损耗角正切则随载荷增大而减小。减小试样跨距，增大厚度或宽度则会强化这一影响，尤其是对于储能模量。这一结果是由于试样内各种静态应力对其动态应变均存在“抑制作用”。这种作用再加上附加剪应变的影响导致试样尺寸对黏弹性影响规律存在一个过渡区，当静载/动载载荷比低于该过渡区时，储能模量随跨距的增大、厚度或宽度的减小而升高，高于此过渡区时储能模量变化规律完全相反。     

螺旋桨桨毂疲劳试验加载方法

为解决螺旋桨桨毂疲劳试验中气动载荷、离心载荷的干涉问题,基于对桨毂所受载荷及其可测试性的分析,设计了加载方法.灵活运用全桥电路试验原理,通过载荷的动、静态标定等流程环节,形成以控制应变输出为基础的加载方法.对载荷标定过程中非标定载荷与标定载荷的相关性及其引起的加载误差进行了分析,采用应变线性叠加法减小了两种载荷的相互影响,从而实现气动载荷和离心载荷的准确施加,加载系统的误差在5%以内.      

航空发动机燃烧室外机匣瞬态动力分析

瞬态动力分析是确定随时间变化载荷作用下的结构响应的技术分析,输入数据作为时间函数的载荷,输出数据是随时间变化的位移和其它导出量,如应力和应变 [1].燃烧室外机匣是发动机承力和混合传力的重要部件,承受各种动态载荷,分析其瞬态振动位移及应力应变的变化很有必要.采用UG建模和ANSYS有限元分析相结合的方法对航空发动机燃烧室外机匣进行瞬态动力分析.结果显示,该方法是有效的.     

Gust response analysis and wind tunnel test for a high-aspect ratio wing

A theoretical nonlinear aeroelastic response analysis for a flexible high-aspect ratio wing excited by harmonic gust load is presented along with a companion wind tunnel test. A multidisci-plinary coupled numerical calculation is developed to simulate the flexible model wing undergoing gust load in the time domain via discrete nonlinear finite element structural dynamic analysis and nonplanar unsteady vortex lattice aerodynamic computation. A dynamic perturbation analysis about a nonlinear static equilibrium is also used to determine the small perturbation flutter bound-ary. A novel noncontact 3-D camera measurement analysis system is firstly used in the wind tunnel test to obtain the spatial large deformation and responses. The responses of the flexible wing under different static equilibrium states and frequency gust loads are discussed. The fair to good quanti-tative agreements between the theoretical and experimental results demonstrate that the presented analysis method is an acceptable way to predict the geometrically nonlinear gust response for flex-ible wings.     

用微机控制的SPWM逆变器的研制

本文说明了利用 MCS-51系列单片机控制的 SPWM 型恒压恒频单相逆变器的设计思想,线路及其实现方法。为了改善在电感性负载下的输出波形,采用了方波及 SPWM 波混合控制的桥式功放电路。并采用了独特的调压方法,使输出波形及转换效率在不同负载下保持不变。该逆变器还具有电瓶亏电指示、过载保护、软起动等多种功能。最后给出实验结果。     

大型民用飞机缝翼全尺寸静力试验载荷设计

研究了大型民用飞机前缘缝翼全尺寸静力试验载荷设计技术，以实现对缝翼结构安全性的考核和强度分析方法的验证。针对前缘缝翼尺寸小、曲率大、受载工况复杂的特点，提出了试验基准载荷筛选、试验实施载荷转换和试验加载方案优化的方法，形成了一套符合适航要求的试验载荷设计流程。基于最小安全裕度原则进行试验基准载荷的筛选，建立试验加载局部坐标系将气动分布载荷转换成试验集中载荷，为了准确模拟机翼大变形状态下缝翼的受载状态，对试验载荷进行斜加载。与理论载荷的对比分析结果表明了试验载荷设计的有效性，试验结果表明了所形成的载荷设计技术可以实现对前缘缝翼结构静强度的适航验证。     

动载与静载作用下残余应力对ARALL层板裂纹孔边分层影响的实验研究

 研究了疲劳载荷与静态拉伸条件下 ARALL层板孔边分层的状态 ,分析了不同残余应力对该层板孔边分层损伤的影响。结果表明 ,两种载荷条件下的分层破坏是完全不同的。疲劳载荷下裂纹扩展过程中伴随分层的典型的情况是呈对称双椭圆形 ,静态拉伸作用下层板边缘效应更加明显。给层板施加适当的预应力可以提高其抵抗分层损伤的能力     

M2飞机的复合材料机翼静强度载荷及试验研究

M2轻型运动飞机机翼结构采用复合材料,通过静力试验对其机翼强度进行验证,对发现机翼结构设计薄弱环节以及结构改型和发展具有重要意义。首先分析ASTMF2245-16机翼强度适航条款的要求;然后通过对M2飞机载荷包线、环境影响系数、限制载荷和极限载荷的研究,计算得到复合材料机翼载荷;最后进行机翼限制载荷静力试验、机翼极限载荷静力试验和机翼破坏载荷静力试验,并对试验结果进行分析。结果表明:M2飞机的极限载荷满足试验要求,复合材料机翼试验破坏载荷相对设计极限载荷的偏差为2%,M2飞机的复合材料机翼结构设计满足静强度设计要求。     

碳纤维-环氧树脂波纹梁吸能能力的试验研究

 用试验研究了碳纤维 -环氧树脂圆弧型波纹梁在轴向准静态载荷下的损毁过程、峰值载荷和能量吸收能力。通过 3组不同尺寸的波纹梁在轴向准静态载荷下的压缩试验,研究了波纹梁的缓冲吸能机理,并对波纹梁的峰值载荷和吸能能力做了定量分析,讨论了不同结构尺寸对波纹梁在轴向准静态载荷下的峰值载荷和吸能能力的影响。     

燃料分级对旋流火焰的动态特性影响研究

为深入研究分级旋流火焰特性,以分级旋流模型燃烧室为研究对象,对四个不同燃料分级比(Rf)条件下的分级旋流火焰进行了数值研究,在时均燃烧场特性分析的基础上进一步对燃料分级比为1和3两个工况进行了基于壁面建模的大涡模拟(WMLES)研究。结果表明:燃料分级比的改变会影响中心回流区(CRZ)的长度和宽度。燃烧室中截面的散点分布图能够显示出不同燃料分级比条件下的燃烧特征。燃料分级比为1时,燃烧室剪切层仅存在零散的涡破碎区;而燃料分级比为3时,伴随涡破碎区还出现了单螺旋分支进动涡核(PVC)。通过FFT变换获得的燃烧室内剪切层速度能谱主频与进动涡核的旋转频率相同,表明内剪切层速度脉动的产生与进动涡核有关。另外进动涡核会使流场内的燃料分布和燃烧模式发生周期性的变化,进而影响燃烧过程。调整燃料分级比在1附近,能够使分级火焰达到稳定燃烧降低排放的目标。     

自由涡轮叶片/轮盘耦合振动特性分析

自由涡轮是航空发动机的关键部件,其工作环境非常恶劣,承受着离心载荷、热载荷、气动载荷及振动载荷等的复合作用。利用UG软件对某型自由涡轮2级涡轮轮盘/叶片进行3维实体建模,导入ANSYS构建其耦合振动分析的有限元模型,以静强度分析中的模型为基础,考虑温度场和离心载荷的影响,计算出涡轮叶片/轮盘不同转速下的动频。从Campbell图可见,涡轮叶片/轮盘在工作转速下没有发生共振的危险,该型涡轮设计合理。     

柔性转子动力学特性及支承结构安全性设计

叶片飞失极限状态下,航空发动机转子系统承受冲击载荷和大不平衡载荷,载荷通过转子结构传递到支承结构,对支承结构造成严重损伤。从安全性的角度看,需要对航空发动机轴承-支承结构在极限载荷下的承载能力进行有效的定量评估。提出一种新型缓冲阻尼支承结构,通过对支点刚度突降和高阻尼设计,实现在止推轴承支点处大幅降低横向冲击载荷的影响。建立考虑支承结构刚度突变和阻尼特性的转子系统动力学方程,并计算突加不平衡激励下,转子系统支点动载荷分布的变化规律。结果表明:通过优化设计支点刚度和阻尼参数,缓冲阻尼支承结构,能够有效降低突加不平衡激励下止推滚珠轴承的支点动载荷,提高支承结构的安全性。     

受轴向拉伸载荷作用的耳片强度研究

耳片是飞机结构的重要连接元件,是结构主要传力通道上的重要环节,是飞机结构强度计算和细节分析的重点部位。多年来,许多国内外学者、专家对其进行了大量试验研究工作。大量的试验表明,随着加载角度的增大,耳片的静拉伸破坏载荷降低,所以,现在在设计中,都尽量采用受轴向载荷的耳片。本文对受轴向拉伸载荷作用下的单、双耳片进行了强度分析研究,并进行了归纳总结。     

误差对同轴六分支分扭人字齿轮传动系统静均载性能影响

以同轴六分支分扭人字齿轮传动系统为研究对象,依据各齿轮受力状态建立该系统的静力平衡方程。考虑到制造误差和安装误差及输入输出轮浮动导致的错位,基于当量啮合误差理论,分析误差的存在性,最后根据系统功率闭环特征建立系统变形协调方程,形成了同轴六分支人字齿轮传动系统静均载分析方法,并结合实例求出系统各齿轮之间静均载系数及分支静均载系数。研究结果表明:在无误差或各齿轮误差均相同为常值时,第Ⅰ级各齿轮静态啮合力为1.773×105 N,第Ⅱ级各齿轮静态啮合力为3.673×105 N,系统具有很好静均载性能,系统分支静均载系数为1,该系统构成功率闭环误差可相互抵消;制造和安装误差幅值同时作用为50 μm时,求得制造误差下分支静均载系数变化幅度比安装误差下分支静均载系数要大,可知制造误差对系统静均载性能影响程度要大;分扭和并车误差幅值同时作用为50 μm时,并车级比分扭级静均载性能更容易受误差的影响,因此输出构件应该有浮动量。综上所述,随制造或安装误差增大或减少,都会对系统静均载性能造成不良的影响,其研究成果可为同轴减速器传动系统制造误差和安装误差精度确定,均载系数确定提供科学依据。      

直升机六力素识别

本文介绍载荷识别技术。提出了“应变传递矩阵法”载荷识别的基础理论、不同性质载荷的识别方法和公式。叙述了直升机飞行载荷-六力素识别的三个主要阶段:传递矩阵的确定（地面标定）、结构响应实测（空中飞行试验）、载荷计算（六力素计算）。文中还就随机载荷识别进行了讨论。     

结构热动力响应分析有限元方法

传统的热应力分析是把热载荷当作静态或者准静态载荷来处理, 在工程实际中如果温度的变化非常剧烈, 则该方法不能满足需要, 本文提出了一种结构在动态热载荷 (包括热冲击)作用下响应的有限元求解方法, 算例表明该方法是可行的、正确的。      

基于ANCF的松弛绳索动力学建模与仿真

传统绝对节点坐标方法(ANCF)绳索模型是基于梁单元建立的,其不能反映纤维绳索的不可抗压和松弛特性。考虑纤维绳索初始松弛余量,给出了绳索非线性轴向应力-应变关系。绳索在松弛状态下轴向力接近于零,在张紧状态下表现出线弹性特性。在此基础上,采用绝对节点坐标方法推导了松弛绳索动力学模型。通过静力学和动力学仿真,将传统绳索模型和松弛绳索模型进行对比,结果表明:在重力及不同集中载荷作用下,松弛绳索相比于传统绳索都具有更大的变形;分析移除集中载荷后绳索的动力学响应可知,传统绳索在振动过程中始终处于张紧状态,且绳索上各点振动同步,而松弛绳索会在张紧和松弛状态之间不断转换,绳索上各点的振动存在相位差,能够更好地反映绳索在松弛状态下的动力学特性。     

飞机连续阵风载荷计算方法应用研究

描述了连续阵风载荷计算的方法及其应用。在紊流气动力、结构振动附加气动力、弹性力及惯性力的耦合作用下,通过在频域内联立求解结构振动方程,获得了响应量(位移、载荷)的频响函数。并依据民用飞机适航条例要求进行了垂向阵风载荷计算。