航空发动机桨轴有限元应力分析

为了研究航空涡桨发动机桨轴在飞行试验中所受的载荷问题,对某型发动机桨轴进行几何建模,并运用有限元软件ANSYS对桨轴在离心力、拉力、扭矩和弯矩作用下的应力进行了仿真计算,得出了起飞状态下的应力分布,对桨轴贴应变片部位的应力进行了分析,得出弯矩影响最大、扭矩次之、离心应力可以忽略的结论,为飞行试验提供了理论参考数据。     

某机主桨毂用疲劳试验机的故障排除

某型机是引进国外制造技术,在国内研制生产的新型直升机。按外国公司规定:飞机上的关键部件要经疲劳试验合格后方准装机试飞;试制时试验数据要经外方签证确认方可。该机主桨毂用的疲劳试验机是一个关键试验设备。 1.疲劳试验机及其使用 该试验设备的用途是模拟直升机主桨毂在起飞降落状态和飞行状态下所受的载荷,在地面进行瞬变疲劳和振动疲劳试验,以考核关键部件主桨毂的疲劳性能,为主桨毂取得适航证提供试验数据和保证。     

螺旋桨1P力矩飞行试验研究

以桨叶1P载荷桨叶应变测量法为基础,研究了螺旋桨1P力矩,阐述了螺旋桨1P力矩计算方法步骤,给出了某型飞机的飞行试验测试结果,针对试验结果分析了螺旋桨1P力矩的影响因素、变化规律以及与飞机飞行状态的关系。     

基于最差件等寿命曲线的桨轴高低周复合疲劳寿命分析

以Goodman曲线为基础,构造了考虑应力集中系数和疲劳极限强度分散系数影响的最差件等寿命曲线,然后基于最差件等寿命曲线建立了桨轴高低周复合疲劳寿命分析方法,用于预测桨轴的安全寿命,并给出了预测方法的适用范围为低周103～105次循环。采用此方法对两种载荷下的某型航空发动机桨轴进行了高低周复合疲劳寿命预测,并与试验结果进行了对比。结果表明:基于最差件等寿命曲线的桨轴高低周复合疲劳寿命分析方法成功预测一组安全寿命低于低周1 000次循环的载荷,且另一组载荷预测结果也与试验结果相吻合,预测方法是可行的。      

斜下降旋翼桨涡干扰声源定位及表面压力

旋翼桨-涡干扰（BVI）是直升机在进场和离场等近地飞行时后行桨叶切割前行桨叶脱落桨尖涡产生的气动扰动，该扰动不仅对桨叶表面压力载荷产生激励作用，同时也会引起旋翼噪声出现激增，旋翼噪声激增的主要成分为桨-涡干扰噪声。本文首先对斜下降桨-涡干扰状态桨叶表面载荷进行数值计算；然后分别阐述了基于改进整周期同步平均旋翼噪声去噪方法、基于多层小波包分解的桨-涡干扰声源识别和分离方法以及基于bartlett时延计算和球面插值的声源定位方法，设计并开展了风洞斜下降状态桨-涡干扰桨叶表面压力和声源定位试验，给出了开发的声源定位软件界面、声源定位图像畸变校准方法及声阵列现场校准方法；最后对比分析了不同试验状态的桨-涡干扰噪声声源特性以及和桨叶表面压力之间的关联性，并给出了声源定位及表面压力试验数据分析结果。结果表明典型斜下降状态后行侧桨-涡干扰主要出现在方位角310°~330°、径向位置1.6~1.8 m桨盘平面区域。     

断裂力学在直升机桨毂上的应用

 本文用实验方法,得出了计算弯曲载荷下含表面裂纹圆轴、圆筒的应力强度因子（K_I）的表达式,并按照裂纹面积扩展率公式,分析了直升机桨毂转轴轴颈的临界裂纹面积和剩余疲劳寿命。为了校核断裂力学分析的可靠性,模拟飞行状况进行了实际桨毂支臂转轴轴颈的疲劳试验。实验结果与计算结果相当符合。     

螺旋桨桨叶1P气动载荷研究

介绍了一种１Ｐ载荷实验研究方法－桨叶应变测试法,首先通过桨叶剖面速度三角形及气动力分析给出了１Ｐ载荷与测量应变的关系,然后通过地面试验和飞行试验进行了验证。试验结果表明,螺旋桨１Ｐ载荷主要由于非对称气流流过桨盘面改变了桨叶剖面速度三角形而引起,迎角,侧滑角的增加,会产生较大的１Ｐ载荷;机动飞行,如快速拉杆,荷兰滚等也会产生较大的１Ｐ载荷。     

座舱盖静载荷数值模拟及其应用

建立了计算飞机座舱盖静载荷的数学模型,并以某型飞机座舱盖为例模拟了不同飞行状态座舱盖内、外表面受力分布,研究了飞机座舱盖载荷随飞行状态改变而变化的趋势,最后部分给出了座舱盖静载荷在座舱盖抛放过程中所起作用的分析.结果表明:(1)在对流层内,座舱盖外表面气动力系数只是飞行马赫数的函数,与飞行高度无关;(2)座舱盖最大静载荷出现在飞行包线最大飞行高度,飞行马赫数为1的位置;(3)大部分飞行状态下,静载荷产生的绕座舱盖后铰点转动力矩都要大于活塞推力所产生力矩.     

高阶谐波控制对旋翼桨-涡干扰载荷和噪声的影响

直升机小速度平飞和斜下降飞行时会产生严重的桨-涡干扰(BVI)噪声。基于修正Beddoes尾迹/桨叶动力学耦合方法和Farassat 1A公式,建立了一个新的能够计入高阶谐波控制(HHC)影响的旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声计算模型。在该模型中,高阶谐波控制引起的桨尖涡附加位移通过对高阶入流进行时间积分推导得出,而单一阶次的谐波输入引起的各阶谐波响应通过传递函数来确定,传递函数则由桨叶的动力学特性计算。首先对HARTⅡ旋翼斜下降飞行状态的桨-涡干扰气动载荷进行了计算模拟,验证了所建立方法的可靠性。然后,着重研究了在典型的三阶谐波桨根激励下,不同输入相位对HARTⅡ旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声特性的影响。结果表明:桨叶的动力学特性尤其是扭转特性对高阶谐波控制效果影响显著,且高阶谐波输入的相位选择对桨-涡干扰噪声的控制至关重要,若控制相位选择不当,反而会增大旋翼噪声。     

直升机飞行载荷应用探讨

直升机载荷在结构设计和验证中起着关键性的作用。90年代以来,直升机的飞行载荷测量技术得到了飞速发展,使全面获得各型号的飞行载荷成为了可能。基于飞行载荷实测数据,从飞行载荷与旋翼构型的关系、影响飞行载荷的因素、状态载荷的分布规律,以及飞行载荷与故障的相关性等几方面对如何拓展飞行载荷的应用范围进行了初步探讨,为充分发挥飞行载荷历史数据在新机研制的设计、试验和试飞验证中的作用提供思路。