S型碳纤维褶皱夹芯结构低速冲击响应特性实验研究

为研究S型碳纤维褶皱夹芯结构在低速冲击下的力学响应特性,先以模压法制备了S型褶皱芯子,再通过二次胶接工艺对面-芯粘接固化获得S型碳纤维褶皱夹芯结构。使用直径为20 mm的柱形冲头预加载不同能量冲击结构的节点和基座位置,研究该结构两个典型位置在不同冲击能量下的损伤模式及响应特性。结果表明：不同冲击能量下,上面板损伤主要为纤维剪切断裂,芯层发生拉伸及压溃断裂,下面板主要发生纤维拉伸撕裂和基体开裂;相同冲击能量下,夹芯板节点冲击在损伤深度及载荷峰值方面表现出更优的抗冲击性能;从耗能角度看,高能冲击条件下节点冲击较基座冲击吸收更多能量。     

基于时域仿真的飞机燃油管道卡箍振动疲劳分析

近年来,随着飞机性能的逐渐提高,管路系统的设计理念不断完善,对管路的卡箍也提出了更高的可靠性要求。基于这种情况提出了一种基于时域仿真的飞机管道卡箍振动疲劳寿命分析方法,该方法的优点在于振动响应和疲劳分析均在时域进行,减小了频谱分析所带来的误差。基于梁单元模型建立了管道有限元模型,在随机激励下,通过时域数值积分法进行了管道系统动力学分析,发现振动最大的卡箍,并输出卡箍位移载荷时间历程。建立卡箍实体有限元模型,利用瞬态分析的方法仿真在卡箍振动位移载荷作用下的振动薄弱环节应力,得到危险点应力时间历程。在时域利用雨流计数法编制载荷谱,并运用线性累计损伤理论,进行了卡箍疲劳寿命仿真分析。针对某型飞机发生了卡箍断裂故障的燃油管路,对管道进行了卡箍优化,并建立了该段管道的试验模型,在振动台上进行了振动试验,试验结果验证了仿真分析的准确性,说明了该方法的有效性以及工程实用性。     

航空发动机管路系统动力学特性综述

航空发动机管路系统主要承受来自机匣和管内流体的耦合激励作用,不同位置机匣传递的基础激励不同,如高低压转子振动、气动载荷、燃烧室火焰脉动和气动噪声激励等,管内流体激励包括介质压力脉动及管路形状改变造成的介质冲击载荷等;同时不同管型的管路通过卡箍、支架、接头等连接部件与机匣和附件相连,存在大量的结构耦合,这些都极易引发管路系统在多源载荷激励下的振动超限,诱发管路及卡箍产生裂纹等故障。为了提高管路系统服役期间的可靠性,在设计阶段需要开展动力学优化设计,并提出相应的设计标准及规范。目前管路系统动力学方面的研究主要聚焦在飞机、舰船及其他输油管路,针对航空发动机管路系统动力学特性的研究相对较少,对管路系统主要支撑部件卡箍静力学及动力学特性表征、弹支边界管路系统动力学特性、流固耦合管路系统动力学特性及管路系统动力学优化这4个方面的研究现状进行了总结与展望,旨在为航空发动机复杂管路系统设计及振动控制提供理论支持和技术指导。     

热振环境下钛合金薄壁结构疲劳寿命

由于钛合金薄壁结构长时间在飞行热振环境下结构内部产生不断变化的应力,可能引起结构疲劳失效,因此借助振动试验台搭建了高温振动疲劳测试系统,测定了20、150℃和300℃温度条件下钛合金悬臂薄板结构的随机振动S-N疲劳曲线,并建立了上述温度条件下钛合金悬臂薄板结构的疲劳寿命预测表达式,根据其计算得到的预测寿命与试验件的实际寿命相比误差较小,300℃、45.36 MPa应力水平下误差仅为3.76%。该方法可用于高温随机振动载荷作用下结构的疲劳性能和寿命预测研究。     

吸能拉杆动态拉伸冲击试验技术研究

针对某吸能拉杆具有细长、拉伸率大和均匀拉伸性能好的特点,根据冲击试验环境要求,设计一种吸能拉杆动态拉伸冲击试验方法。该方法首先构建试验件与夹具整体运动到一定速度的试验环境,然后给试验件施加一定冲击载荷使其拉伸直至拉断,最后通过数据的采集、处理和计算得到拉杆拉伸性能参数。根据以上研究,该试验方法在某拉杆产品动态拉伸冲击试验中获得良好应用。     

燃烧条件下火焰筒温度及噪声载荷特性实验研究

航空发动机燃烧室内部高温、气动及噪声等复杂载荷环境是导致火焰筒结构产生裂纹的主要因素之一，掌握火焰筒结构表面载荷特性及其与燃烧参数之间的关系，对于其强度评估非常重要。本文依据某型发动机真实构型设计了典型火焰筒试验件，搭建了模拟燃烧试验平台，发展了热电偶/示温漆组合测温和基于波导管的噪声测试方法，获得了不同燃烧状态下火焰筒表面的温度与噪声载荷分布特征，通过对比试验给出了进口温度、流量、供油量等参数对结构载荷的影响规律。结果表明，火焰筒表面噪声总声压级峰值超过150d B，总声压级、频率特性及分布特征与燃烧状态和结构振动特性等因素相关。     

振动载荷对定应变HTPB推进剂力学性能影响

为了研究振动载荷对定应变HTPB推进剂力学性能的影响,通过60℃和70℃温度下HTPB推进剂10%定应变振动试验,采用单向拉伸法和扫描电镜观测法,对定应变HTPB推进剂在振动载荷作用下的宏观力学性能变化规律和细观损伤模式进行了研究。结果表明:定应变状态下振动载荷的作用使HTPB推进剂的抗拉强度减小(最大值超过5%),最大延伸率增大(最大值超过15%);老化初期振动载荷对高氯酸铵(AP)颗粒脱湿发展影响较小,当定应变状态下推进剂中的AP颗粒脱湿到一定程度时,振动载荷的作用会促进AP颗粒脱湿,降低固体颗粒的模量增强作用。     

HTPB推进剂老化断裂性能试验

为研究老化对HTPB推进剂断裂性能的影响,开展了HTPB推进剂高温加速老化试验,测定了不同老化时间、老化温度下推进剂含Ⅰ型裂纹的断裂韧性值,并利用扫描电镜观测了推进剂断面微观形貌。结果表明：随着老化时间和老化温度的不断增加,推进剂断裂韧性值不断下降;老化时间越长和老化温度越大,拉伸速率越小,推进剂拉伸断面＂脱湿＂越严重,裂纹尖端处的＂脱湿＂较内部断面更严重。     

F-12纤维的湿热老化及拉伸性能

通过湿热老化研究了F-12纤维在60、80℃相对湿度90%环境条件下的吸湿行为,并研究了此条件下拉伸强度、断裂伸长率以及弹性模量随老化时间的变化规律.结果表明:F-12纤维的吸湿行为符合Bagley和Long提出的两阶段吸湿模型;拉伸强度、断裂伸长率以及弹性模量在老化过程中并非呈持续下降趋势,而是起伏波动的,弹性模量与拉伸强度总体上有相同的波动规律;湿热老化中温度对拉伸强度影响较为明显,拉伸强度随着温度升高而降低,但温度对模量、断裂伸长率变化的影响规律不明显.     

NR1151天然橡胶材料的热空气老化性能

通过不同应力状态下热空气老化试验和高低温循环老化试验,研究了NR1151天然橡胶性能的老化变化情况.结果表明:在70,90℃和110℃不同温度下连续热空气老化时,NR1151天然橡胶材料的拉伸强度和拉断伸长率均随着老化时间增加而明显下降,温度越高则下降越快;90℃时,应力对NR1151的老化有明显的加速作用;高低温循环老化时,NR1151天然橡胶材料的拉伸性能老化速率变慢,且循环周期越短,性能老化速率越慢.     

一种机载设备拦阻着陆冲击试验方法的研究

当机载设备承受拦阻着陆冲击环境应力时,该应力可被描述为一个持续衰减的冲击载荷。这种冲击载荷量值不高但持续时间较长,与普通着陆时的冲击载荷存在较大差异。本文针对传统试验方法复现该环境时试验件会出现较大的位移,现有试验设备大都无法满足要求的问题,提出了二次波形补偿的试验方法,通过理论计算大幅降低试验的位移,并进行了试验验证,可使大部分试验条件直接在电动振动台上完成。     

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。     

基于测试数据的卡箍非线性等效建模方法

为了快速准确地计算卡箍管路系统的振动响应,提出了基于测试数据的卡箍非线性等效建模方法。对卡箍直管系统进行低幅值激励的模态测试,利用试验数据对有限元模型进行修正,识别卡箍线性刚度、线性阻尼参数。对卡箍直管系统开展不同激励水平下的恒力测试,通过样条插值多项式法将恒力频响函数转换为恒位移、恒速度频响函数,并进一步识别卡箍非线性等效刚度、非线性等效阻尼,建立了考虑卡箍非线性的等效动力学模型。研究表明:该卡箍等效动力学模型的预测频响函数与试验频响函数的最大误差仅为-6.9%,可以有效地反映卡箍实际的刚度、阻尼特性,对解决卡箍管路系统的振动响应分析具有重要的指导意义。      

长玻纤增强注塑聚醚醚酮复合材料加工工艺与力学性能的研究

以含30％的长玻璃纤维增强聚醚醚酮为原材料,采用注塑成型的方法研究了聚醚醚酮复合材料的加工工艺参数包括冷却速率、成型压力、成型温度及模具温度与力学性能的关系,并对模具温度为180℃时PEEK复合材料的微观形貌进行分析,研究结果表明：采用中速冷却速率,成型压力为120MPa,成型温度为后段375℃、中段425℃、前段425℃,模具温度保持为180℃时,复合材料的抗拉强度达81MPa、剪切强度为62．7MPa,制品表面光滑,其综合力学性能最佳。     

某型钛铝合金航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验

以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。     

Experimental study on impact of roller imbalance on cage stability

This study presents a method for measuring the imbalance in a small-sized cylindrical roller. The roller imbalance was calibrated on the built static-pressure-air flotation measurement machine. The impact of the roller imbalance on the dynamic characteristics of a cage were then studied on the aero-bearing test rig. The displacement spectrums with different roller imbalance of the obtained cage orbits under various bearing speed and radial load were used to evaluate the cage stability. The results show that the cage cannot form a stable operating state at a lower bearing speed with or without the unbalanced rollers. The cage with balanced rollers gradually develops stable motion with the increase of the bearing speed. The existence of a small roller imbalance causes the stability of the cage to deteriorate. With an increase in the bearing speed and radial load, the cage with the unbalanced rollers runs unsteadily accompanied by a high-frequency vibration when the roller imbalance is large enough. The vibration amplitude of the cage in the horizontal direction is greater than that in the vertical direction during an unstable operation, which is similar in the stable status.     

基于频率雨流计数法的发动机振动疲劳载荷谱编制

传统雨流计数法适用于常规疲劳载荷计算,不能保留振动疲劳的频率信息,但是频率对于振动疲劳十分重要,因此在传统雨流计数法的基础上提出一种频率雨流计数法。以某型号发动机试车振动加速信号为例,采用振动疲劳载荷谱的编制方法,编制振动信号功率谱、载荷 - 频次载荷谱、振动疲劳载荷谱,对频率雨流计数法进行验证。结果表明:采用本文方法编制的载荷谱能够反映发动机实际工作载荷,满足实验室疲劳试验载荷谱要求。     

A scaling procedure for measuring thermal structural vibration generated by wall pressure fluctuation

This paper attempts to develop a scaling procedure to measure structural vibration caused simultaneously by wall pressure fluctuations and the thermal load of hypersonic flow by a wind tunnel test. However, simulating the effect of thermal load is difficult with a scaled model in a wind tunnel due to the nonlinear effect of thermal load on a structure. In this work, the temperature variation of a structure is proposed to indicate the nonlinear effect of the thermal load,which provides a means to simulate both the thermal load and wall pressure fluctuations of a hypersonic Turbulent Boundary Layer(TBL) in a wind tunnel test. To validate the scaling procedure,both numerical computations and measurements are performed in this work. Theoretical results show that the scaling procedure can also be adapted to the buckling temperature of a structure even though the scaling procedure is derived from a reference temperature below the critical temperature of the structure. For the measurement, wall pressure fluctuations and thermal environment are simulated by creating hypersonic flow in a wind tunnel. Some encouraging results demonstrate the effectiveness of the scaling procedure for assessing structural vibration generated by hypersonic flow. The scaling procedure developed in this study will provide theoretical support to develop a new measurement technology to evaluate vibration of aircraft due to hypersonic flow.     

航空发动机管路振动应力原位抑制试验

为解决航空发动机管路振动应力超限问题,提出航空发动机管路振动应力原位抑制概念,制定了管路振动应力原位抑制流程,提炼出基于管路基本管型、卡箍基本约束方式的振动应力原位抑制方法;结合发动机整机试验,对管路系统振动应力测试截面、试车程序进行了分析,并将所建立的分析流程和方法应用到某型发动机管路系统设计和试验中。结果表明:振动应力原位抑制后的管路系统承受住了实际工作环境的考验,验证了流程和方法的有效性;管路两端管接头焊接处、与附件相连接头处、刚性接地卡箍处,是应力较大的区域,应进行重点监控;采用3 min试车方案可在保证测量数据准确有效的前提下,降低测试成本并提高1倍的测试效率。管路振动应力原位抑制流程和方法可为航空发动机管路系统的设计、振动应力测试及抑制提供参考。