带橡胶阻尼块压气机整流器振动特性分析

橡胶的动态特性及频率与应变相关。为了研究航空发动机带橡胶阻尼块整流器叶片结构的振动特性,使用有限元仿真 和试验相结合的方法,建立了适用于此结构的动态模型,分别使用硅橡胶N50、硅橡胶N60、天然橡胶N60和丁晴橡胶N60这4种 橡胶阻尼块对该结构进行了试验和仿真。对4种橡胶进行准静态拉伸试验,使用Neo-Hookean超弹性模型进行拟合得出C NH1 与最 大应变ε m 的3次多项式,带入ANSYS进行橡胶柱压缩仿真从而验证模型的可靠性;对橡胶进行动刚度试验,得出橡胶动态模量随 频率的增大而逐渐递增;建立非线性弹簧-分数导数模型,带入ANSYS进行迭代计算,并进行扫频试验,对得出的不同橡胶阻尼块 下叶片的第1阶共振频率的仿真结果和试验结果进行对比可知,模型的计算误差均小于5%。综合分析表明：非线性弹簧-分数导 数模型能够准确地描述带橡胶阻尼块整流器叶片结构的振动特性。     

金属橡胶减振器用于发动机安装减振的研究

 为减小发动机传递至飞机机身结构的振动,设计了金属橡胶减振器用于航空发动机安装。对该金属橡胶减振器进行了动力学建模研究,采用有限元技术对安装减振器前后的飞机全机结构进行了仿真分析,初步表明了该设计对结构频率影响较小,但能引入较大阻尼,降低响应水平。在理论分析基础上,进一步将设计制造的金属橡胶减振器安装于某型飞机,进行地面开车,实测了应用减振安装前后飞机的动力学响应。结果证明了发动机减振安装的可行性与有效性。     

多级轴流压气机噪声源特性分析

某型轴流式压气机高压一级转子叶片出现大幅振动,并且振动频率不是转频的整阶次,即叶片非同步振动。对叶片的激励可能来源于气动和非定常流场,就包含了声场。为了研究叶片出现非同步振动时的压气机声场,在压气机机匣内壁上对压气机噪声进行测量。通过分析得知,噪声信号特征频率的出现与叶片非同步振动同时出现,主要影响因素有压气机转速、结构调节状态等参数。     

某型直升机发动机尾喷管前转接段模态分析

某型直升机发动机出现的尾喷管裂纹故障主要发生在尾喷管前转接段焊缝周围。为分析故障原因,文章建立了该型发动机尾喷管结构的计算模型。对该型喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。将有限元分析结果和实验结果对比表明,两者所得的固有频率吻合性较好。     

基于有限元的发动机喷管模态分析

某型发动机喷管在装机飞行时出现的小裂纹可能会引发严重的飞行事故。为了避免飞行事故的发生,基于有限元仿真技术,针对该型发动机喷管结构,建立计算模型。并对某喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。结果表明：分析值与实测值吻合较好。其中,在20阶振动频率之前,共振造成的破坏主要集中于前转接段,20阶以后,共振造成的破坏转移到喷管的端口位置。所得结果对于结构改进和避免事故的发生具有一定的参考价值和指导意义。     

振动传感器支座对整机振动测试的影响

对振动传感器支座的谐振频率、振型和幅频特性进行了分析,研究了振动传感器支座结构差异对整机振动测试的影响,提出了整机振动测试精度较高的振动传感器支座结构方案,并在某型核心机试验的振动测试中得到了验证.     

风洞模型-支撑系统涡激振动测量与分析

以0.55m×0.4m低湍流航空声学风洞某模型及其支撑系统为研究对象,采用基于加速度传感器直接测量支撑系统和热线间接测量模型尾流相结合的方法,测量并分析了风洞模型-支撑系统的涡激振动模态,给出了测量方案和数据处理方法。采用基于加速度传感器的功率谱分析方法,获得了模型-支撑系统的三阶振动频率分别为31.1、120.9和221.4Hz;采用基于加速度传感器的频域滤波和频域积分方法,提高了有效信号的信噪比,获得了模型-支撑系统振动的振型和振动节点位置;采用热线测量模型尾流分离涡脱落频率的方法,获得了模型一阶和二阶振动的尾流涡激频率分别为31.1和124.1Hz,并从测量尾流速度脉动量获得了模型振幅变化和抖振边界信息。实验结果表明,采用热线测量模型尾流从而分析模型振动的方法,有利于小尺度的模型振动测量,而且相对于加速度传感器装于模型表面的直接测量方法而言,对试验模型的绕流流场干扰较小,为测量风洞试验模型的涡激振动模态提供了一种方法。     

振子框架式微机械陀螺的优化设计及电学模拟

 根据驱动模态频率和检测模态的频率相互匹配,用有限元法优化了振子框架式微机械陀螺的结构尺寸;根据建立的陀螺振动的等效电路模型,对检测振动的性能进行了模拟分析,该模型为传感器与接口电路的整体模拟打下了基础。     

直升机结构动特性建模技术研究

在直升机设计阶段通过建模分析进行全机动特性设计，准确地预测全机振动响应是控制和降低直升机振动水平的关键技术，本文以直11型直升机为研究对象，对机体结构的动特性建模技术进行了深入的研究，采用从部件到全机建模的研究策略，把整个机体分成尾段，舱门，机身段，分别进行有限元建模，动特性试验，相关分析，模型修改技术和建模准则的研究，在此基础上，对部件连接界面建模分析，组建修改后的各部件模型，建立全机动特性分析模型，通过对直11型机全机动力学建模，试验相关分析与模型修改，大大增强了分析模型的预测能力，达到了40Hz以内的频率误差小于11％的预测精度，突破了对直升机复杂结构建模关键技术，建立了适用于直升机结构动力学分析的建模准则，在直11型机动特性设计中取得了成功。     

冰致气流振荡对蒙皮的稳定性影响分析

在结冰试验过程中,由于积冰不断生成,翼型周围流场也会变化,从而对翼面形成不稳定影响。针对混合缩比翼型,采用不同材质蒙皮进行了试验,绘制冰型、考察结冰历程中蒙皮稳定特性,并确定模型的安全情况。结果表明,积冰增长对流场的扰动使得翼面产生不规则冰型。振荡流场作用于蒙皮产生不同的振动效果,碳纤维蒙皮在共振作用下,对振荡反应更迅速,上下表面振动频率在120 Hz和130 Hz左右;铝合金蒙皮则处于逐渐振动的过程,且上下表面相同且振动频率基本稳定在120 Hz左右。     

先进上风格式跨声速CFD计算研究

介绍了空气动力学跨音速计算中应用广泛的几种上风格式,同时引入了JAMSON中心差分格式作为比较,针对激波分辨率,格式精度,计算效率等方面的问题对ONERAM6机翼进行了对比性计算,讨论了ROE的FDS格式,AUSM+格式和AUSMDV格式的计算性能,得出了很有意义的结论。     

舰船空气尾流场对直升机着舰的影响研究

舰船空气尾流场是直升机舰上起降时的主要环境条件,对直升机的操稳性能及飞行安全有很大的影响。通过某型舰模风洞试验的PIV结果,介绍了舰船空气尾流场特性,如:等速度场和截面流线图、舰船机库脱体涡等,分析了下冲气流、涡流区及开/关机库大门等对直升机着舰的影响,对保障直升机飞行安全有重要价值。     

飞机装配进度三维可视化技术研究

为了将飞机装配进度以一种直观、可视化的方式展现出来,提出用三维简化模型展示飞机装配进度的方法.首先研究了三维设计模型的简化方法;其次将生产信息与三维简化模型关联起来,建立了飞机装配进度信息模型;再次研究了在信息模型支持下的组件装配状态信息提取技术;最后通过某飞机制造企业的应用实例,验证了方法的可行性和有效性.     

系统级芯片设计研究

根据国内外电子行业及微电子IC设计行业的发展现状和军用航空电子系统的特殊性,本文提出了SOC设计构想,详细讨论了SOC设计过程。并以视频字符发生器设计为例,对航空电子进行了SOC新设计概念的探索。     

基于FMECA的测试性验证分析

随着装备元件的集成度越来越高,对装备测试性的要求越来越高。良好的测试性设计可以有效地提高产品维修性,降低全寿命周期费用。在对通用处理单元进行故障模式、影响和致命度分析(FMECA)的基础上,建立了产品的测试性模型,进行了测试性验证试验,并对验证结果进行分析。     

基于多智能体的捕食者—被捕食者系统研究

以Swarm软件系统为编程平台,利用多智能体仿真思想,模拟研究了捕食者与被捕食者系统。在不改变智能体行为准则的前提下,通过改变智能体的数量和遗传特性,模拟了智能体之间在相互合作、竞争关系下系统的演化过程,体现了竞争与合作在多智能体系统中的作用。仿真结果与数学模型结论相符。     

基于数据库的CAPP系统研究

简述了航空产品基于数据库的CAPP的必要性,介绍这种CAPP的体系结构、数据流程和特点。论述以产品结构树为核心的用户化工艺文件信息模型、工艺文件的表达、面向产品或BOM的工艺设计方法、CAPP与PDM、MRPII之间的信息集成等关键技术。     

基于IETM技术的数据要求分析

比较了MIL-D-87269A和S1000D两个标准的IETM数据要求,分析出CSDB是数据库构建的有效解决方案.基于CSDB的IETM系统实现全寿命信息管理"一次生成,多次使用"的理念.     

Access—list技术应用研究

访问表是网络防御外来安全威胁的第一关 ,它是通过允许或拒绝信息流通过路由器的接口来实现的一种机制。本文介绍了访问表的基本概念、基本原理以及具有高级安全特性的新一代访问表 ,给出了一个建立应用访问表的实例 ,最后对各种网络安全威胁给出了对策及实现方案。     

云存储环境下的负载均衡策略研究

云存储系统具有高容错性、部署在低廉的硬件上、易扩展性、提供高传输率访问数据的优点,但是在云存储环境下的HDFS架构中,原有的数据节点选择策略有可能造成大文件存储负载不均衡,从而影响整个系统的性能。针对这一问题,综合考虑多个因素对其进行改进,提出了设备选择策略算法,用以均衡系统的负载。并设计仿真实验,验证了算法的有效性。