复杂框架结构模态试验准备及设计技术

将试验和有限元分析相结合是提高复杂结构模态测试结果准确性和可靠性的一种发展趋势,以一个复杂框架为例,介绍了如何利用有限元分析结果进行复杂框架结构模态试验的准备和设计,即在试验前利用有限元结果进行测量点和参考点的优化布置,获得最佳的试验方案,从而达到缩短试验周期、提高试验精度的目的,逐步实现从单一的物理试验向分析与试验综合研究的跨越。     

民用飞机应急断离典型结构设计及试验研究

应急断离结构主要用于飞机的重要连接部位,如发动机吊挂接头、起落架接头及襟翼连接接头等,其结构设计及适航验证是民用飞机机体结构设计的关键技术。为表明民用飞机适航性,通过对民用飞机适航条款(CCAR-25)及应急着陆情况的分析,研究给出了民用飞机应急断离典型结构的设计方法及适航验证流程,并基于此对应急断离典型结构进行设计和试验验证。结果表明:所采用的民用飞机应急断离设计方法及试验方案满足适航要求,可运用于民用飞机应急断离典型结构设计及民用飞机适航验证;断离时间及断离失效判据与理论预测结果吻合较好,可为典型结构断离设计提供理论依据。     

大型水平滑台的力学特性研究与结构优化

从设计与试验角度出发,对某大型水平滑台的强度、振动模态等力学特性进行了研究,提出一种新模型来计算滑板的一阶轴向固有频率,并对如何利用大型水平滑台进行超重物体的振动试验进行了计算分析,研究结果在实际使用中得到了验证。最后,从结构优化角度出发,对今后如何设计更大型的水平滑台提供参考方案。     

复合材料单排多钉连接三维累积损伤强度分析

机械连接是复合材料结构的主要连接形式,针对复合材料层合板单排多钉双剪联接接头,建立了静拉伸三维累积损伤模型,考虑了多种最终失效判定准则;考虑了单排钉不同的几何尺寸。结合有限元技术即应力分析、失效判定准则、损伤后材料性能退化及机械连接最终失效准则,对复合材料机械连接接头部位在静载作用下的累积损伤失效过程及各钉孔孔径的变化过程进行模拟分析。用该模型预测的结果与试验结果进行了比较分析,数值分析结果与试验结果比较一致。     

用小风洞探讨毫米波射电望远镜天文圆顶复罩方案的试验研究

本文总结了在小风洞中作毫米波射电望远镜天文圆顶复罩方案探讨的试验研究情况。根据在大风洞中对15米口径的毫米波射电望远镜及其圆顶复罩所作的吹风试验结果和对它的分析得到的一些启示,设想了多种天文圆顶结构方案,利用小风洞作了一系列试验研究,以探索减少作用在实抛物面天线上的风载的最佳圆顶结构形式。尤其是期望能减少直接影响到伺服系统和跟踪精度的方位力矩与俯仰力矩。 经过一系列的探索研究,选出了D=28米,H=10米,带有三片阻流板的天文圆顶结构方案。此方案后来在大风洞中作审核定型试验时,得到了肯定。     

飞行器蒙皮桁条结构减振优化设计方法研究

减振和隔冲击设计对航天飞行器可靠性和安全性设计具有重要意义。先利用爆炸冲击的加载试验，获得了典型蒙皮桁条结构有效的冲击加速度数据。建立并修正了减振结构的动力学仿真模型，利用验证的仿真模型对五种不同的结构减振方案进行分析，得到一种有效的减振优化设计方法。     

发动机架结构静力试验分析及其可靠性评定

本文对发动机架的结构形式、试验方案及其试验情况进行了全面论述。根据试验中实测的应变数据,对各构件的受力进行了分析。对不同批次的多次试验结果,作了统计分析,进行了可靠性评定,得出了可靠性指标。最后,对结构、计算、工艺及试验提出了建议。     

飞机无刷交流发电机设计原则及试验仿真研究

旋转整流器式无刷交流发电机是飞机恒速恒频、变速恒频及高压直流电源系统的核心部件。随着电机制造材料的发展,无刷交流发电机的设计也在不断发展与完善。变速恒频及高压直流电源中的无刷交流发电机后级带整流负载,因而电机结构有别于恒速恒频电源中的发电机。为实现体积小、重量轻、性能好的设计目标,讨论了变速恒频电源中无刷交流发电机的设计原则。并结合某一样机实例,对无刷交流发电机进行了数字仿真并对样机进行了性能试验,样机试验及仿真结果基本吻合,说明数字仿真的正确性。针对该样机的设计不足,本文提出了一种改进方案,从而进一步改善了电机结构和工艺性。     

基于火箭橇的低空大动压舵系统试验验证

针对某型飞行器电动舵系统在低空大动压情况下出现舵面不跟随的情况,设计了基于火箭橇的地面试验验证方法。火箭橇是所有地面动态模拟试验中最能逼近真实飞行环境和置信度最大的一种试验手段。本文对试验方案含火箭滑车、飞行器和测试测量方案进行了说明,最后对试验结果进行了分析说明。试验结果表明,基于火箭橇的地面试验能够真实模拟空中工况,对低空大动压舵系统的攻关验证起到了关键作用。     

基于正交试验和APDL的盒式天平力敏元件集成优化设计

针对悬臂梁力敏元件的结构优化问题,以布片部位应变最大和变形最小为优化目标,将正交试验法引入到力敏元件结构多目标优化中,提出了一种实用高精度的结构多目标优化方法.基于正交试验法和APDL求解模块,确定初始优化方案;对在其可行区间边界上未能取优的因素,细化样本点,采用最小二乘多项式曲线拟合对该因素的试验结果进行高精度拟合,通过计算获取该因素的最优水平,得到了全局最优化方案.通过对拟合效果的量化评价和有限元仿真验证,力敏元件的参数优化结果比较理想.     

超静定捆绑火箭传力路径的组合优化策略

为了获得新一代 大推力捆绑火箭捆绑方案的最优设计参数,针对超静定捆绑传力路径进行分析与优化设计。基于PATRAN的二次开发语言PCL对超静定捆绑火箭进行了参数化建模和仿真分析,并运用拉丁超立方试验方法对传力路径设计参数进行灵敏度分析。在此基础上提出了一种多目标粒子 群和序列二次规划算法的组合优化策略,确定了捆绑联接方案设计参数,实现了对捆绑联接装置和助推器结构载荷的高效优化。计算结果表明：组合优化策略能够将主捆绑联接结构的受力减少了30%左右,明显优于单独使用一种全局优化算法或局部优化算法的优化结果。本文研究成果将为新型捆绑火箭捆绑方案优化设计提供参考。     

结构静力试验位移测量误差分析

本文用正交试验设计和方差分析的方法,对结构静力试验位移测量系统进行了误差分析。针对北京强度与环境研究所静力试验大厅(40~#厂房)中位移测量系统的构成和实践经验,选取五因素三水平并考虑交互作用的试验方案。得到了不同量程下位移测量系统的总误差,找出了影响误差的主要因素。同时,对试验分析和理论分析进行了比较。最后,对减小测量误差提出具体建议。     

小型热管在航空直流电源整流模块散热上的应用

对小型热管在航空直流电源整流模块散热上的应用作了研究，着重介绍了所设计的以甲醇为工质的ＨＴ９１型热管。文中对该热管散热装置的结构方案，热管的设计计算要点及性能测试结果进行了论述。从试验结果可以看出，该热管满足整流模块的散热要求。此小型热管散热装置具有体积小，攻热效果好，工作安全可靠等优点，是一种值得在电子设备上推广应用的散热方法。     

某飞机进气道改型方案的设计与地面选型试验

本文针对某飞机的要求,设计了几种进气道方案,并对其地面模型的试验结果作了讨论。 文章根据某飞机进气道的特点(两侧进气,近似方形进气口,进气道长度对进气道出口直径比L/D较大以及由于总体结构的限制,使进气道形成左右、上下较大的转弯等),阐述了进气道进口面积,喉道面积,唇口几何参数,喉道附近通道部分和亚音扩压段面积分布等参数的选择原则。文章还分析了上述这些参数对进气道性能的影响。本文对进气道有关设计参数所提出的设计原则对一般的跨、亚音速进气道也是适用的。 从几种方案的试验结果得出:喉道M数为0.75,唇部收缩比为1.20,内型面的椭圆长短轴比a/b=2.84,超越椭圆指数n=2.25,内通道面积分布为第Ⅳ方案的进气道性能最好。在地面起飞状态,进气道的总压恢复系数σ可达0.908,周向总压畸变指数DC_(60)为0.22左右。该指标满足了与该机进气道配用的斯贝发动机要求,并达到和超过国内外同类机种的地面性能水平。     

径向导叶内流动分离特性的试验研究和控制

采用接触式探针和粒子图象测速技术(PIV)对导叶式离心泵径向导叶内流场的流动特性进行了研究。基于圆柱形微型三孔探针测试结果对5种流量下导叶的压力恢复能力进行了评估,测孔位置覆盖了导叶进出口截面和主线截面。压力恢复系数的理论值和试验值表明当流量大于导叶设计流量时导叶内产生了较大的静压损失。2C/2D PIV 可视化试验的研究结果表明大流量下导叶叶片压力面发生了流动分离。设计了不同参数组合的涡流发生器来对流动分离现象进行控制,试验研究了6种方案对模型泵大流量工况下性能的影响,获得一组最佳方案,并分析了采用该方案后导叶内的流动特性。     

复合材料平尾接头力学性能研究

针对某平尾中央翼与外翼前梁连接接头,设计了复合材料接头试验件。根据平尾接头实际载荷工况及试验件构型,设计了特定的试验夹具,确定了静力试验方案。通过静力试验,得到了试验件在实际载荷工况下的静力极限载荷和破坏模式。并采用ABAQUS有限元软件,对中央翼前梁接头、外翼前梁接头试验件进行静力分析,有限元预测结果和试验结果吻合较好,证明了有限元模型的准确性。数值计算结果表明：接头在静力载荷工况下,孔边产生应力集中,导致孔边纤维破坏并向周围扩展,最终失去承载能力。     

浮动电容式剪应力微传感器结构设计解析模型

为提高设计水平和效率，建立了浮动电容式剪应力微传感器结构设计解析模型。该解析模型明晰了微传感器探头结构参数与传感器性能指标之间的关系。针对微传感器量程、固有频率、非线性度、灵敏度和分辨率等指标需求，能够更有针对性地快速得到优化传感器结构方案。结合设计案例，给出了微传感器探头结构的设计方法与流程，设计研制的传感器测试实验结果与解析模型的设计结果相符合。     

基于温度/变形场耦合测试的热屈曲行为研究

高速飞行器在服役期间面临着严酷的高温环境,引起飞行器薄壁结构屈曲失稳,从而严重影响飞行器结构的完整性和可靠性。本文开展瞬态热环境下薄壁结构热屈曲行为的试验研究,首先,结合红外测温和数字图像相关方法,建立温度/变形耦合测试方法,根据温度场分布及热膨胀系数除去虚应变,获得了机械热应变,并利用此方法研究了典型薄壁结构热屈曲行为特点;随后,把温度/变形耦合测试方法的精度与中温应变片进行了比对,验证了此测试方法的有效性;最后,通过位移随温度变化曲线和应变随温度变化曲线研究热屈曲临界温度判定方法,为航天飞行器薄壁结构抗屈曲性能设计以及航天飞行器结构的强度设计提供技术支撑。     

2E12铝合金机身壁板损伤容限分析与试验验证

2E12为国产新研铝合金材料,拟用于飞机机身蒙皮结构。损伤容限特性是该材料应用于型号的关键指标之一。按损伤容限设计要求,本文设计了3组典型的机身壁板结构试验件,包含了单跨裂纹、双跨裂纹和裂纹修理3种情况,首先完成了裂纹扩展和剩余强度数值分析,随后进行了验证试验,同时与2024铝合金试验件进行了对比分析和试验。研究结果表明：新研2E12铝合金材料损伤容限性能较好,能够满足型号设计要求;相对于单裂纹扩展,多裂纹的存在显著提高了裂纹扩展速率,多裂纹的总寿命缩短约为30%;裂纹扩展分析结果与试验结果误差小于10%;各试验件剩余强度结果一致性很好,分析结果与试验结果的差别约为2.3%。     

圆形复合材料易碎盖定向分离

研究了复合材料易碎盖分离体定向抛出的策略。通过改变局部薄弱区搭接厚度和保持部分分离体与法兰边不刻断两种方式控制薄弱区强度,设计了4种不同薄弱区结构分布形式的复合材料易碎盖。对于薄弱区采用了可失效的弹塑性本构建立了不同薄弱区结构分布形式的复合材料易碎盖的有限元模型,并进行了冲破过程的数值仿真。根据数值仿真结果制作了其中两种结构形式的易碎盖并进行了模拟冲破试验。计算与试验结果表明了通过改变薄弱区的强度实现圆形复合材料易碎盖侧抛方案的可行性。