旋转叶片干摩擦阻尼结构减振试验研究综述

研究航空发动机旋转叶片的振动特性及其振动抑制技术,对提高发动机的性能、结构完整性、工作可靠性具有重要意义。从旋转叶片干摩擦阻尼结构的减振试验装置、试验激励方法和动态特性测试等方面对旋转叶片干摩擦阻尼结构的减振试验进行了较为详细的综述,将旋转叶片干摩擦阻尼结构的减振试验分为非旋转试验和旋转试验两类,结合叶片干摩擦阻尼结构减振特性试验的研究现状,提出应在以下方面进行研究:在不旋转条件下,建立随叶片榫头结构、相邻叶片夹角变化的试验装置模型库;探索多叶片阻尼结构的高频激励耦合加载方法和振动响应测试方法;在旋转条件下,研究更符合开车环境的激励方式,发展使用应变片和传感器的高分辨率的振动响应测试方法。     

基于高低周复合疲劳试验技术的叶片失效故障复现

针对某涵道尾桨风扇叶片在风洞试验中发生的断裂故障,基于叶片破坏模式和载荷形式,初步分析为离心载荷/低循环疲劳(LCF)和气动载荷/高循环疲劳(HCF)耦合作用导致的疲劳破坏。基于此,通过正交载荷解耦和协调加载控制等关键技术开展联合载荷作用下的叶片复合疲劳(CCF)试验技术研究和试验考核验证。试验结果表明,离心载荷控制精度优于±1%,气动载荷控制精度优于±8‰。试验应变响应频率与试验加载频率一致性较好,满足试验加载和控制的同步性要求。最终,通过对叶片故障复现验证失效原因分析的正确性,为叶片结构优化设计、寿命评估和复合疲劳试验奠定技术基础。     

排气道钛合金环形声衬声学特性试验

根据钛合金蜂窝声衬潜在的应用环境,提出了考虑温度梯度影响的环形声衬消声效果的试验方法并研制了模拟发动机风扇排气道声学试验台,开展了钛合金环形声衬的声学特性试验研究。针对2 500 Hz、2阶周向模态的入射噪声和马赫数为02的切向来流工况,设计并制备了钛合金环形声衬,分别通过管道内声模态测试和远场指向性测试研究钛合金环形声衬的声学特性。试验结果表明:设计的钛合金声衬在目标工况下管道内降噪量为319 dB,远场1 m半径、30°~120°范围内的降噪量都超过20 dB;增加切向流速会扩展降噪频谱带宽,使降噪频谱峰值由低频向高频移动;增加背板温度对降噪频谱带宽几乎没有影响,但会使得降噪频谱峰值由低频向高频移动。     

多接头大载荷机翼加载处理方法

由于试验件缺少右外翼部分,对接接头多且复杂,试验考核载荷较大,给机翼载荷的施加带来较大难题。对三组接头设计独立的加载夹具,前中接头通过延伸加载力线间距的方式降低实际加载点载荷,依据上下接头处载荷方向相反的特点,设计不同的加载接头连接形式,保证了飞机实际对接接头的变形自由度。依靠坐标转换将后接头载荷进行调整,方便试验现场实施。该方法能够保证传递至接头上的载荷准确,避免了各接头之间的刚度匹配问题,且方便安装,满足试验要求。采用局部约束装置,有效避免了接头处有害损伤的产生,对接头起到实时保护。     

飞机燃油管系结构动力学优化技术

以管道的弹性支撑刚度为设计变量对输液管道结构进行动力学优化设计，以达到改善整个管道结构动力学特性的目的。仿真算例表明，建立的输液管道动力学分析模型及计算程序是正确的，且通过优化管道的弹性支撑刚度可以改善整个管道结构的动力学特性，这对飞机燃油管道结构的设计具有指导意义。     

加筋板声响应的解析分析

解析分析建立离散加筋板模型，探讨筋和板的应变／应力的关系。引入板的应力函数和横向位移函数，通过筋和板的应变协调条件，得到加筋的弯矩和膜力，忽略面内位移的影响，考虑加筋板结构总的能量，运用Hamilton变分原理推导出加筋板结构的运动控制方程，则可以得到由应力函数和横向位移函数两个变量表示的运动控制方程。对横向位移函数采用双级数假设，根据板的变形协调方程，得到应力函数的表达式，运用伽辽金方法，最终得到横向位移函数表示的动力控制方程，求解该方程得到横向位移函数，进而得到板上各点的应力／应变响应，并用于计算典型结构件的声响应（频率、戍力）分析。     

机身整体壁板结构两种建模方法探索

机身整体擘板损伤容限的有限元分析中要考虑裂纹处中央筋条断裂的建模，为了更准确地模拟裂尖附近的应力场，实现对裂纹扩展路径的模拟与预测，在考虑通透型裂纹扩展建模的考虑上，对框和长桁用壳元代替梁元进行了模拟，论证了其可行性，同时考虑了网格的稀密和偏心的影响。还对两种建模方式用线性和几何非线性两种方法的静力分析进行了比较并论证了模型具有几何非线性，分别对试件的变形、蒙皮、框和长桁及其它们的同一部位最大应力进行了比较，论证了两种建模方法的一致性，为下一步损伤容限的有限元分析中对框和长桁分别用壳元进行模拟提供了有力的论证和可靠的分析模型，为综合验证试验件的设计定型提供了依据。     

基于遗传算法的复合材料圆柱壳屈曲多目标优化设计

针对复合材料圆柱壳屈曲载荷最大化和缺陷敏感度最小化问题,提出以铺层纤维方向角为设计变量的基于遗传算法的多目标优化方法,采用层合壳屈曲理论计算临界载荷和统计方法计算缺陷敏感度,对由多个个体组成的群体施加选择、交叉和变异等演化操作,通过多代进化得到问题的pareto解.算例优化结果与采用离散方法得到的目标空间解边界比较吻合,验证了方法的准确性和有效性.     

飞机结构紧固孔耐久性符合性检查与评估

为确保结构原始疲劳质量获得有效控制,本文研究了制造过程中紧固孔表征的飞机机体结构耐久性,通过符合性检查与评估判断出厂交付使用的飞机机体结构是否拥有设计所预期的耐久性.在总结设计与分析过程中的专家知识和计算方法基础上,完成了相应的检查和评估专家系统.经过试验分析检验,该系统可以很好地对现行飞机结构细节进行耐久性符合性检查与评估,在保证飞机机体结构安全性的基础上,有效提高其经济性.     

民机大型加筋曲板在剪切载荷下失效破坏试验

对民用飞机机身加筋曲板在剪切载荷下承载能力进行了试验和工程算法研究,深入探索了机身壁板的各种破坏模式,进行了工程算法评估,并且把试验结果与计算结果进行了对比.给出了壁板剪切许用值与桁条、框剖面积和蒙皮厚度的关系曲线;按照材料性能参数修正后计算得出的壁板剪切许用值最符合试验结果;在误差控制范围内蒙皮厚度的偏差不会影响壁板的剪切强度.