航空发动机振动环境谱统计归纳方法及振动试验台复现

为满足航空发动机及机载产品研制过程贴近使用环境的振动考核试验需求,需根据发动机实测振动数据给出振动考核试验所需的输入谱图。依据GJB/Z 126-99中给出的环境测量数据归纳方法,建立了发动机实测振动环境谱统计归纳方法并通过程序实现。利用发动机多架次实测试飞振动数据统计归纳得到发动机测点位置的振动实测谱。基于能量等效及信号频域特征分布一致原则,将归纳得到的实测谱转化为可用于振动台输入的振动环境谱,并在振动台上进行了振动信号的复现试验。结果表明：振动台输出信号与发动机实测振动信号频域分布特征一致,在统计频率带宽范围内振动总量最大相差5.7%,证明了转化方法是合理的,为航空发动机机载设备贴近使用环境的振动考核试验方法提供了真实的输入谱图。     

基于复合疲劳试验的涡轮叶片振动应力反推法

提出了一种利用复合疲劳试验和外场故障数据反推涡轮叶片实际振动应力的方法.该方法针对与故障叶片同批次的叶片,开展数个振动应力水平下的单件试验和某一特定振动应力水平下的成组试验,利用极大似然法推导出叶片的概率-应力-寿命曲线(P-S-N);最后基于99.87%存活率下的概率-应力-寿命曲(P_99.87%-S-N),结合叶片的外场故障统计结果,反推出叶片实际工作中振动应力的范围和可能的最大振动应力.      

可靠性试验振动环境应力归纳方法的研究

本文研究了如何从实测数据处理和归纳出进行可靠性试验时所需要的振动环境应力的方法。提出了两种数据归纳方法——等效能量法和风险率法;并给出了实测数据分析实例。     

飞机环境振动状态-时间谱的编制与应用

 飞机环境振动状态-时间谱是飞机的一种重要的统计参数。它是运用状态归纳法进行环境振动数据归纳所必不可少的先知条件。本文提出了飞机环境振动状态-时间谱的一个编制方法。该法建立在大量飞行统计数据的基础上,并全面考虑了空中飞行和地面试车两种情况。由此编制出来的飞机环境振动状态-时间谱能较真实地反映飞机实际使用的情况。这个编制方法已用于工程实践中。     

飞机机载设备振动环境谱的数据处理与编制

飞机机载设备振动环境谱的数据处理与编制是飞机机载设备环境可靠性试验的重要组成部分,对保障飞机机载设备的安全性和可靠性具有十分重要的意义。以客运飞机为例,对基于Welch法和GJB最新标准的飞机机载设备振动环境谱数据处理与编制技术进行了研究,根据实测数据和相关资料统计,编制出了飞机机载设备综合环境试验剖面图。所建立的针对飞机机载设备振动环境谱数据处理方法与编制原理,满足了飞机机载设备振动环境谱的试验要求,为机载设备振动环境的可靠性评定奠定了基础。     

航天电磁继电器可靠性容差分析技术的研究

航天电磁继电器是在航天电子系统中完成信号传递、执行控制、系统配电等功能的主要电子元器件之一，其可靠性直接影响整个航天电子系统的可靠性。航天继电器可靠性设计技术是其产品可靠性工程的关键技术。本文分析了当前各领域可靠性研究现状及航天电磁继电器产品的可靠性现状与问题，提出并建立了基于正交试验表的电磁吸力可靠性容差分析数学模型、基于概率统计方法的机械反力可靠性容差分析数学模型及基于“应力-强度干涉法”的吸反力配合特性可靠性容差分析数学模型。以某型号航天电磁继电器为例，进行了可靠性容差分析与研究，给出了对航天电磁继电器可靠性设计具有指导作用的重要结论。     

某型发动机Ⅰ级涡轮盘的技术寿命

根据某型发动机Ⅰ级涡轮盘盘材在不同温度下试验所获得的低循环疲劳性能数据,以强度和寿命符合对数正态分布为前提,推出了该盘满足置信度95％,可靠度99．87％的寿命散度系数;再根据地坑式轮盘低循环疲劳动试验器上所获得的该Ⅰ级沿轮盘的试验循环数和相关单位给出的飞行换算率,首次推出了该Ⅰ级涡轮盘置信度为95％,可靠度为99．87％的技术寿命。为便于对比,也给出了其它不同置信信息和可靠度下的技术寿命。     

有关轴流压气机效率问题的探讨

轴流压气机试验时,温升效率与扭矩效率之间的偏差给准确评估试验结果造成了一定影响。本文基于大量试验数据的统计归纳,开展了温升效率与扭矩效率的对比校核．给出了效率偏差量与流量、温升以及功率之间的统计分布规律;对压气机级间引气试验中的效率计算进行了探讨,在此基础上给出了考虑引气影响的效率修正公式,并利用试验数据对该公式进行了验算,其结果表明在一定范围内对轴流压气机试验的效率准确计算有一定参考价值。     

基于蒙特-卡罗法的电子电路统计分析仿真

电子电路的统计分析在电子产品批量生产前对产品元器件容差的选取、产品成品率和生产成本预测上有很好的指导意义。蒙特-卡罗分析方法是电子电路常用的统计方法之一,采用计算机模拟的蒙特-卡罗法通过对电子电路的性能统计试验来求得其性能的期望值、标准差等统计参数,并能从进一步求得的直方图上预测该性能处于技术指标允许范围之内的产品合格率。通过统计分析结果可以选取可靠性高、成本低的设计方案,以实现电子电路的优化设计。本文以滤波器为例说明在OrCAD/PSpice9环境下进行电路统计分析的方法和应用。     

元件强度可靠性的模糊概率计算模型

首先建立了元件强度可靠性分析时基本变量只具有随机性而元件的安全失效状态含有模糊性时,元件的模糊失效概率Ｐｇｆ计算模型,也称广义概率计算模型,在此模型中给出了两种方法,即基本随机变量法和综合随机变量法;然后给出了基本随机变量具有随机模糊性时元件的Ｐｇｆ的计算模型,此模型中不论元件的安全失效状态是否具有模糊性,Ｐｇｆ均可以表示成条件概率     

叶片振动应力的叶根振动监测法及实现技术

提出一种航空螺旋桨叶片振动应力监测方法—叶根振动监测法,通过监测螺旋桨振动来获得叶根振动激励,建立叶片振动计算传递矩阵模型,并由叶根激励振动计算叶片的振动响应和振动应力,进而实现对叶片振动应力的监测.叶根振动可以通过直接测量或由螺旋桨转子支承机匣监测振动换算获得.最后,通过对比桨叶振动应力的计算结果与飞行试验实测结果验证该方法.结果表明,叶根振动监测法简便、易行,可以进一步应用.      

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。     

航空发动机转速传感器振动试验载荷确定及应用

航空发动机成品振动试验多数参考振动环境试验相关标准执行,没有真正意义上结合成品的振动特性与发动机实测振动环境确定振动试验载荷,导致成品内场试验潜在问题没有暴露出来,外场交付使用问题频发,严重影响发动机可靠性水平.以某型发动机转速传感器为研究对象,详细地阐述了转速传感器振动环境载荷确定的工作流程和方法,提出了基于疲劳次数的正弦振动试验方法并完成了产品的试验验证,发现了壳体裂纹、输出断路等故障,将改进后的产品进行回归验证,故障未再发生.基于实测数据制定的正弦振动试验方法,对转速传感器的结构完整性进行了验证,可为确定传感器类成品试验载荷和验证产品的可靠性水平提供新的方法.     

基于动力学分析的发动机测振截面选取

研究了发动机测振截面选择的建模方法和优化算法。确定测振截面选择思路,建立转子-支承-机匣整机模型,计算正常和故障条件下转子动力学特性,并依据总体方案规定的传感器数目,确定测振物理量较大的转子截面或支承位置,完成振动传感器布置方案的初步确定。进一步提出测振方案优化方法,通过对实测数据进行分析,考虑实测信号的信噪比和信息冗余性,确定各测点振动数据有效信息量,判定测振方案是否合理,并选择机载测点。以某型发动机为例,设计监测点布置方案。结果表明:机载测点与该型发动机实际机载传感器测点位置相同,验证了测振方案的建立方法、优化方法和机载传感器选择方法正确可靠。单元敏感度越高,反映转子振动越明显。振动相似度越低,反映发动机整机振动特性越全面。研究结果为航空发动机测振截面布置提供重要依据。      

Reduction of vibration by periodically stitched sandwich panel

This work reveals that the addition of periodically distributed stitches to sandwich structure enables a significant reduction of vibration in stop-band and this new functionality is systematically investigated. Firstly, a finite element model which is capable of taking into consideration the three layers of the sandwich as well as the stitches is developed. The diagram of dispersion is calculated by applying Floquet-Bloch theorem to the boundaries of unit cell. With properly chosen properties of stitches, a stop-band for flexural wave is observed. This stop-band is further confirmed by the forced response of a large stitched sandwich panel under point excitation. The level of vibration in the stop-band is significantly reduced. The influence of the stitch rigidity and density on upper and lower limits of stop-band is also examined, which confirms that stitched sandwich can be tuned to mitigate vibration in a certain frequency band with appropriate stitch properties. These investigations have demonstrated the potential application of stitched sandwich in the area of vibration reduction.     

设备舱口盖振动试验设计

振动试验是结构振动强度研究最有效的方法,振动试验设计是振动试验成功与否的关键。针对设备舱口盖裂纹实际工程问题设计并开展振动试验,根据 GJB 150.16A-2009 的要求确定试验振动量级,基于口盖实际结构、安装形式,以及模态分析结果确定试验件选取范围,综合试验件安装要求、动态特性要求,以及试验台参数限制开展试验夹具设计。试验结果表明:试验件固有频率,动态响应,以及最终的裂纹情况与理论分析及实际情况相吻合,证明了振动试验设计的合理性。文中基于实际工程问题的振动试验设计经验方法,对其他结构振动试验设计具有一定的参考价值。     

基于激光多普勒测振的叶片振动特性试验

为了实现叶片振动特性的高精度、多点、非接触测量,对激光多普勒测振原理与应用进行了研究,将激光测振技术引入到叶片振动特性测试中,搭建了1套非接触式声激励测振系统。以某型航空发动机压气机第2级叶片为研究对象,测量出叶片表面153个测点的响应、5kHz内的前5阶固有频率和振型、前3阶应力分布,并将试验结果与有限元分析以及传统振动特性试验采用共振法、模态法获得的振动特性结果进行对比。结果表明：非接触激光测振法可以同时获得叶片高阶模态和全场应力分布,弥补了传统振动特性试验的不足。测得叶片频率与采用共振法、模态法得到的结果相比误差在1%以内,相对应力分布与有限元分析结果基本一致,证明了该新型叶片振动特性试验方法的正确性与先进性。     

大型卫星太阳能帆板的分布式振动控制

针对大型卫星太阳能帆板（LSSP）振动主动控制器设计复杂、在轨扩展不易且容错性能有限等问题,提出一种适用于模块化结构的分布式振动控制方法。首先,根据LSSP的结构特点划分控制子模块,建立面向分布式控制的子模块动力学模型,并结合卡尔曼滤波算法设计各子模块线性二次最优振动控制器;然后,考虑各子模块之间的测量信息交互,提出应用于LSSP整体结构的分布式振动控制系统并分析闭环系统稳定性。最后,给出数值仿真算例以验证所提控制方法的有效性。结果表明,采用可扩展的分布式控制器,LSSP的振动能够得到有效抑制,且控制系统的容错性能良好。