声发射技术在直升机桨叶大梁疲劳试验裂纹检测中的应用

本文介绍了声发射技术在直升机桨叶大梁疲劳试验裂纹监测中的应用,并分析了现场试验中遇到的几种干扰及其辨别。这些干扰源包括电磁波、试件与工作台的摩擦、撞击等等。     

某复合材料主桨叶疲劳试验提前失效模式分析及改进

首先介绍了某复合材料主桨叶疲劳试验提前破坏情况,并从结构设计、制造质量和试验方法三个方面进行分析,最终找出了试验载荷超过了桨叶过渡段后缘抗屈曲能力是此次疲劳试验提前失效的主要原因,另外摆振刚度突变和模压桨叶质量差是导致在1000剖面附近开胶的重要原因。在第二次疲劳试验时,通过改进桨叶结构和制造工艺,调整试验载荷,最终获得了疲劳试验验证。     

超黄蜂直升机换装国产桨叶的动力学分析

本文介绍了超黄蜂直升机换装国产桨叶的动力学分析,给出了超黄蜂直升机装原型机桨叶和换装国产直8A 型机桨叶的飞行振动水平的实测结果,对超黄蜂直升机换装国产桨叶前、后的振动水平进行了对比分析;对照 ADS-27的要求,计算了振动影响指数、1次/转的振动水平和仪表板的振动水平,并进行了超黄蜂直升机换装国产桨叶前、后振动水平的 ADS-27符合性对比分析;本文还介绍了超黄蜂直升机装原型机桨叶和换装国产直8A 型机桨叶的“地面共振”计算结果,进行了“地面共振”对比分析。通过振动水平对比测量、分析和“地面共振”对比计算分析,对超黄蜂直升机换装国产直8A 型机主、尾桨叶的方案是否可行,得出了明确的动力学分析结论,为保证超黄蜂直升机换装国产桨叶的飞行安全提供了依据。     

某发动机高压涡轮1级转子叶片热冲击对比试验分析

通过对英产和国产的某机高压涡轮1级转子叶片在同一状态下进行相同载荷的热冲击对比试验，测量检查叶片表面裂纹的产生和扩散速率，判断国料叶片与英料叶片的相对强度性能和疲劳寿命。论述了热冲击试验方法，得到了国料叶片与英料叶片抗热冲击疲劳寿命相当的结论，为国产叶片的使用与定寿提供了依据。     

某型直升机复合材料桨叶振动特性分析

针对某型直升机复合材料桨叶,在对其结构进行简化的情况下,利用ABAQUS有限元软件建立了简化的桨叶六面体有限元模型。用该模型计算了额定旋转速度下的振动频率及模态,在此基础上,通过调整桨叶大梁、蒙皮、抗扭盒形件、大梁内抗扭层和后缘条的材料及几何参数,分析调整前后桨叶各阶固有振动频率的变化情况。结果表明,调整大梁和蒙皮对桨叶挥舞弯曲固有频率的改变较为有效;调整大梁、后缘条和蒙皮对桨叶摆振弯曲固有频率的改变较为有效;调整抗扭盒形件、蒙皮和大梁对桨叶扭转固有频率的改变较为有效。     

直升机旋翼流场特性PIV试验分析

基于PIV技术对悬停和前飞状态的模型旋翼流场进行了试验研究,对比分析了不同前飞速度、总距、转速、方位等条件下的旋翼速度场和桨尖涡运动,获得了在悬停和前飞条件下旋翼流动特性,为旋翼非定常流动机理研究和桨叶气动设计提供试验支持.     

旋翼模型桨叶表面压力测量试验

采用"桨叶表面预先压槽,再粘贴片式压力传感器并粘胶带再开测量孔"的方法测量旋翼模型桨叶表面压力,在8 m x6 m风洞完成了地面悬停和风洞前飞试验,研究了桨叶表面压力测量技术和数据采集处理技术,获得了桨叶表面特征剖面的压力分布,建立了实用的旋翼模型桨叶表面压力测量试验技术.     

螺旋桨桨叶试验模态分析

本文用试验模态分析技术研究了螺桨桨叶振动特性。重点考察、分析了桨叶根部连接状态和桨叶安装方式对振动固有频率和模态的影响;提出要准确地了解和分析桨叶的动力特性,应该模拟螺桨与发动机实际连接、安装状态,进行桨叶—桨毂—螺桨轴耦合动力特性的计算和试验。      

直升机桨—涡干扰试验研究

本文简要介绍了桨涡干扰试验研究中的桨叶表面压力测量、旋翼噪声测量、LLS和PIV技术,BVI情况下桨叶表面压力和旋翼噪声的特点,并以Berend G,van der Wall等采用的方法为例介绍了PIV试验数据的处理技术。     

国产复合材料在直升机旋翼桨叶研制中的应用

本文介绍了在受力复杂、结构和动力学要求苛刻、寿命及可靠性要求高的直升机旋翼桨叶上采用国产复合材料自行设计研制,从桨叶结构铺层设计、布置到产品试制与试验验证的主要过程;描述了国产复合材料在直升机旋翼桨叶的工程化应用中所遇到的问题及解决的办法等。     

叶片振动实验实时数据采集系统及应用

整个振动信号高速实时采集与处理系统的设备可以分成三个部分:激振和拾振部件;数据采集部件;数据处理部件如图1示。激振部件主要是利用ZK—1型振动控制仪产生激励信号,再经激振放大器以及相应的电磁激振器来振动     

两种桨尖形状旋翼模型试验特性对比

本文介绍了一副研制型旋翼模型在CARDC 8m×6m低速风沿的试验概况,给出了两种桨尖形状旋翼模型试验的悬停效率、前飞需用功率、变距拉杆载荷、桨叶载荷及振动特性的对比结果。并对结果进行分析,得出不同桨尖形状对旋翼一些特性的贡献。     

热冲击条件下高热叶片的热疲劳对比试验方案研究

针对涡轮叶片的热冲击疲劳寿命实验,提出了一种新的对比实验方案和措施:将实验叶片和参照叶片组合在同一组试验叶栅上,并且在试验过程中定期对调两种叶片的安装位置。按照这一方法完成了一组相似材料的涡轮导向器叶片的对比试验。实验结果显示两种叶片表现出了几乎相同的热冲击疲劳寿命特性,并且裂纹的形态、分布区域以及生长历程也完全符合热疲劳裂纹的理论规律。      

任意回转面亚、跨音流场计算方法

本文所设计的任意回转面亚、跨音流场的计算软件 ,能根据叶型和进出口条件分析流动特性 ,并自动选择精确和节省机时的合适的数值解法。用户在给出叶型坐标和定解条件后 ,可以得到叶面马赫数分布或压力分布 ,全流场的等马赫数或等压图     

叶片包容性试验研究

单个模型叶片包容性试验总的目的在于确定单个模型叶片折断后与机匣的碰撞姿态、损坏模式 ,定量测试机匣受叶片撞击时的瞬态应变响应 ,为建立有限元叶片包容性预测计算模型 ,为验证或建立包容曲线提供试验依据。1 .试验概况　模型叶片通过销钉装于轮盘上 ,在轮盘上对称位置通过销钉装了一个平衡块。平衡块比模型叶片短得多 ,但其离心力与模型叶片的离心力是正好相等的。在模型叶片叶身靠近根部的某个需要部位有两条对称的开口槽 (经Φ 0 .2 mm的钼丝线切割加工而成 )。当试验转子达到某一转速时 ,叶身将从开口槽处断开 ,叶身的前半部分 (以…     

叶片端弯技术机理探讨

本文首次以数值计算,理论分析以及试验分析的综合手段探讨叶片端弯的气动机理,分析表明;端弯会导致整个流场再分布,主流场变化可能是影响叶片性能改进的重要因素。     

用测量的叶片表面非定常压力预估直升机旋翼桨涡干扰（BVI）噪声

利用最新发展的直升机旋翼气动声学程序计算了某模型旋翼桨涡干扰（ＢＶＩ）噪声,叶片表面非定常压力脉动数据由最新实验获得。计算的声压时间历程和指向性与实验结果符合得非常好     

直升机旋翼桨叶电加热除冰设计

本文介绍了国外直升机结冰保护研究现状,结冰保护设计气象条件情况及旋翼桨叶的主要除冰方法,并根据国外型号设计经验概括性地描述了直升机旋翼桨叶电加热除冰系统的组成、研制过程及相关试验,最后就桨叶迎面水滴撞击特性计算、热力计算和除冰组件疲劳及结构相容性设计等旋翼桨叶除冰研究应解决的关键设计技术作了一些说明.     

随机有限元分析定向结晶涡轮叶片在随机压力场中的可靠性

本文采用随机有限元法和二阶矩Hasofer-Lind方法,分析随机压力场对于定向结晶叶片可靠性的影响。利用有解析表达式的、做为随机量采用Monte-Carlo方法计算可靠性指标,与本文编制的随机有限元程序计算的可靠性指标对比,以验证后者的正确性。