关于设计保证系统适航独立核查的思考

民用飞机主制造商建立设计保证系统,旨在民机研制过程中充分发挥自主适航的能力,通过组织机构、职责、程序和资源落实设计、适航以及独立监督三大职能,以保证航空产品的设计或者设计更改满足适航当局的要求。其中,设计保证系统适航职能的适航独立核查功能正是这一保证的关键。基于对设计保证系统适航独立核查功能的具体分析基础上,从设计保证系统的规划与设计层面提出了实现适航独立核查功能的机制,给出了机制中需明确的责任主体、职责与资质要求、工作流程与支撑工具以及管理程序等方面的建议,并从大数据知识的技术支撑和阶梯式递进的人才培训保障两方面以不断优化改进的方法工具与人力配置来深化适航独立核查的功能与效果,进而增强设计保证系统对飞机型号研制的保证作用。     

青海首个太阳能发电与设施农牧业结合项目建成

11月5日,青海第一个太阳能发电与设施农牧业结合项目在乐都建成发电。此项目是青海太阳能光伏发电在设施农牧业领域的首次尝试．是青海太阳能资源与高原特色农业相结合的经典项目。     

用于叶片减振的压电材料分布拓扑优化

提出一种可用于实际叶盘结构的压电分支阻尼器拓扑优化方法,可以给出总质量受约束的压电材料在叶片上的最佳分布,达到尽可能大的模态阻尼比。通过理论推导说明:压电阻尼器所产生的模态阻尼比仅取决于模态机电耦合系数,且该系数只与压电材料的几何形状以及模态应力场有关。进一步结合压电本构关系,基于应力分量的线性加权给出了有限的压电材料在叶片上铺设位置“优先级”的判断指标。给出了基于叶盘结构有限元模型的压电材料拓扑优化方法,通过替换单元类型和材料参数的方式对压电材料进行布置,并给出了多模态族优化、极化方向设置、电极铺设等问题的解决方案。在一个接近真实的叶盘模型上应用了此优化方法。结果表明,仅使用质量占叶片质量10%的压电材料,就可以为多个模态提供约12%的阻尼比。      

考虑参数关联的缘板阻尼器减振性能分析

建立了缘板阻尼器（UPDs）各参数间的关联关系,揭示了减振性能随主要参数的变化规律,形成参数联动设计准则。基于双叶片-缘板阻尼器集中参数模型,采用多阶谐波平衡法（MHBM）计算稳态响应以衡量阻尼器性能;推导了解析雅可比矩阵,使收敛性和计算效率显著提高。结果表明:考虑参数的关联性是必要的;选取较大材料密度与特定底角的对称楔形缘板阻尼器,可以实现4.57%的最优阻尼比;当激振力存在相位差时,采用非对称的楔形阻尼结构能进一步提升阻尼效果。      

微尘沉积形貌对冲击气膜冷却结构换热特性影响的数值研究

带有微尘的空气进入航空发动机,极易在涡轮叶片内冷通道发生沉积。为探究微尘沉积形貌对涡轮叶片内冷通道换热特性的影响,选取冲击气膜冷却结构,基于微尘沉积实验结果,构造微尘沉积形貌,由锥状突起和环状突起组成,通过数值模拟获得不同射流雷诺数下冲击靶面努塞尔数Nu。研究结果表明,冲击靶面微尘沉积层的出现,将大幅降低浸润面积平均努塞尔数Nuwetted,而对映射面积平均努塞尔数Nuavg影响较小;冲击驻点周围的高换热区范围减少;相邻冲击孔中点附近的高换热区努塞尔数Nu增大;此外,射流雷诺数的增大整体上提高了冲击靶面的换热强度。由于锥状突起和环状突起的扰动作用, 壁面附近回流涡增多, 使得冲击靶面大部分区域温度边界层厚度增加,因此换热性能降低。     

考虑盘片耦合的缘板阻尼器减振性能分析方法

叶盘结构趋于轻薄,盘片耦合振动不能忽略。本文旨在揭示缘板阻尼器对叶盘不同节径模态减振性能的影响规律。建立了考虑缘板转动的叶盘-缘板阻尼器集中参数模型,采用结合解析雅可比矩阵的多阶谐波平衡法求解稳态响应,利用非线性周期减缩技术,在不损失精度的情况下使计算效率提高至少3倍以上。研究结果表明,针对叶片主导的一阶弯曲模态,缘板阻尼器总体上对节径数越高的模态阻尼效果越好,但在盘片耦合区阻尼效果显著下降,约为25%至50%;此外,忽略缘板的转动效应可能导致对阻尼器减振效果高估约70%至100%。     

直升机用小型高压离心式风机的设计

针对直升机用离心式风机高压力、高转速和小尺寸的特点,进行了基本结构参数的分析与计算;利用 "可控涡"设计理论分析了气体在离心风机叶轮内的流动规律,讨论了气体涡分布对回转流面的影响,提出了气体涡选择的约束条件,详细设计了叶片的子午流面和回转流面型线,同时进行了通用性设计.实例表明,通过合理确定气体涡分布规律来设计叶片型线,可有效提高风机的效率.      

用于篦齿封严装置的减振阻尼环设计理论

运用弹性力学和接触力学的有关理论研究了用于篦齿封严装置减振的阻尼环设计方法.采用动柔度法求解了安装有阻尼环的篦齿封严装置的动力响应.分析了阻尼环尺寸和接触压力等参数对篦齿封严装置动力响应的影响规律:在篦齿封严装置和阻尼环的组合结构中,存在最佳的阻尼环结构参数,此时阻尼环减振效果最佳;对组合结构不同的周波型振动,阻尼环的减振效果不同.      

航空发动机叶片高频模态阻尼的实验测试方法

以NASA Rotor37叶片为对象,研究了航空发动机叶片的高频模态阻尼比的实验测试方法.实验分析和数值计算均说明:在随机声激励下获得频响曲线将包含由支撑结构振动造成的峰值.基于此提出在支撑结构上布置多个传感器的实验方案,并以支撑结构的振动峰值位置和能量相对大小来判定叶片振动主导的振动峰值.用小波阈值收缩法和曲线拟合法对这些振动峰值进行了降噪和模态阻尼比识别,给出了实测模型在10kHz内“叶片主导振动”的模态阻尼比.结果表明:一般的结构金属材料条件下,叶片结构的高频模态阻尼比的数量级小于1%,且随频率增加呈下降趋势.      

噪声载荷作用下薄壁柱壳结构的随机振动响应的估算方法

给出了噪声载荷作用下薄壁柱壳结构随机振动加速度响应功率谱密度的计算公式和计算方法,并与实际测量获得的加速度响应功率谱密度进行了比较,计算的功率谱与实测的功率谱具有较好的一致性,说明这种估算噪声载荷作用下薄壁柱壳结构随机振动加速度响应功率谱密度的方法是合理可行的。用同样方法导出的Von Mises应力响应的功率谱密度及其均方值的计算公式,可直接用于疲劳强度分析。