航空发动机外部附件振动试验载荷谱编制

编制准确有效的航空发动机附件系统振动试验载荷谱是提高振动环境试验有效性,从而提高附件可靠性的关键手段。 针对行业中采用的振动环境试验载荷谱不能准确考虑实际发动机外部振动环境特征,严重影响振动环境试验有效性的现状,基于 涡扇发动机外部振动环境实测数据,采用离散频谱校正技术和工程截取法将简谐与随机2类振动信号进行分离,并充分考虑振动 环境的非确定性和多工况影响,统计归纳获得2类振动信号的上限值,划分频段并简化实测谱,编制适用于共振驻留试验的简谐 振动试验载荷谱和随机振动试验的随机振动试验载荷谱。结果表明：采用离散频谱校正技术对简谐振动信息具有良好的识别精 度,在强噪声影响下幅值识别误差仍控制在5%以内;采用工程截取法提取随机振动组分具有较高的效率;频谱分频段简化编制载 荷谱的方法既能保留振动能量的频域分布特征,又具有良好的工程应用便捷性。基于实测振动数据所编制的载荷谱能够为航空 发动机外部附件的振动环境试验提供关键输入。     

无依托状态加速度计的新型标定方法

为解决加速度计性能参数时变性的问题,提出了无依托状态下加速度计标定方法.在无需借助转台等传统标定设备、无需拆卸惯性元件的条件下,充分利用惯导系统(INS,Inertial Navigation System)自身资源,以静基座初始对准获得的准确姿态信息为前提,利用当地重力g作为标定基准,考虑到误差模型非线性的特点,引入非线性寻优策略辨识零位偏差,将误差模型蜕变为线性后,运用线性最小二乘方法辨识安装误差矩阵和刻度因数误差,从而实现加速度计关键参数标定.数值仿真结果显示:经过标定后加速度计测量误差可减小20倍,说明在无依托状态下具有工程实用价值.      

直升机旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响

悬停和侧滑状态的直升机主旋翼桨尖涡将穿透尾桨桨尖平面,由此导致尾桨非定常气动载荷发生明显变化。为更准确地模拟由主旋翼/尾桨干扰产生的尾桨非定常气动载荷变化,通过在面元压力项中增加由旋翼桨尖涡诱导的时变项,体现旋翼桨尖涡速度和几何时变对桨叶非定常压力的影响,同时采用涡面镜像法修正涡粒子法的黏性项,确保桨叶附近区域旋翼涡量守恒,建立旋翼尾迹对尾桨叶的非定常气动干扰模型,并耦合面元/黏性涡粒子法,构建直升机主旋翼/尾桨干扰下的尾桨非定常气动载荷分析方法。通过计算AH-1G旋翼桨叶非定常气动载荷特性,并与实验测量值、计算流体力学(CFD)计算结果对比,验证本文非定常气动干扰模型的有效性。随后基于NASA ROBIN(Rotor Body Interaction)模型分析悬停、侧风和60°右侧滑状态主旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响,分析表明主旋翼尾迹对尾桨非定常气动载荷影响显著。悬停状态的主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力平均值下降、非定常气动载荷显著增加;左侧风状态,主旋翼/尾桨干扰削弱尾桨"涡环"程度,显著增加尾桨拉力和非定常气动载荷;60°右侧滑状态,主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力损失最大,且在低速侧滑状态出现尾桨拉力"迅速恢复"现象,尾桨非定常气动载荷幅值迅速增加。     

混响载荷的建模方法及其空间相关性影响研究

针对航天器混响声场中的声振预示问题,提出了一种满足声场载荷空间相关性的混响载荷建模方法,该方法能够简化声振分析的建模过程,提高分析效率。首先基于波动理论给出了混响载荷空间相关性的理论模型;随后结合工程需求,提出了基于Rayleigh积分和互易关系的混响载荷建模方法,并从理论上证明其满足混响载荷的空间相关性理论模型;最后采用典型算例对建模方法的正确性进行了验证,并研究了声场载荷空间相关性对声振预示结果的影响。     

一种星箭动态界面力识别方法

为获得卫星与运载火箭界面的动态载荷,提出了采用应变测量的识别方法:沿连接环表面设置测点,每个测点粘贴应变花测量该处应变,由升空过程中采集到的应变信号经理论分析即可辨识界面力。仿真分析证明,该方法对星箭界面动态载荷幅值的识别误差可达20%以下,能够满足工程需求,可对未来卫星力学环境识别的工程应用提供参考。     

喷流作用下的单边膨胀后体气动载荷

高隐身无人机为提高侧向、后向隐身指标,机身和喷管-后体结构的一体化设计尤为重要,该设计在气动、结构、强度等领域带来了新的挑战,喷流作用下的气动载荷预测是其中一个关键问题。利用CFD方法结合风洞试验数据,对高隐身无人机喷管-后体结构的稳态、动态气动载荷及其影响规律进行研究,结果表明：喷流形成的复杂波系投影到后体壁面上会形成压力、吸力交替的气动载荷,该载荷分布对喷管落压比极为敏感,小幅度的落压比变化即可能导致载荷方向变化;稳态气动载荷分布也会受到来流速度、次/主流流量比等的影响。基于IDDES方法的数值计算对动态气动载荷有不错的预测精度,将流场划分为喷流主流与次流掺混区、喷流核心区、喷流与外流掺混区等几个区域,有助于从流动机理上揭示脉动压力的分布规律,且得到了试验验证。动态载荷极值区位于喷流区边界,正是气流剪切掺混最强的位置,而喷流核心区尽管稳态气动载荷强,但动态气动载荷相对较低。     

柔性飞机大变形状态飞行载荷分析

飞行载荷分析中综合考虑了结构大变形的几何非线性效应以及曲面气动力效应.飞机结构由相互连接的可以表征任意变形的几何非线性欧拉梁表示,升力面由展向以及弦向分布的涡环网格表示.计算时通过曲面网格动态跟踪结构的变形不断修改气动力影响系数矩阵,反复迭代求解气动力和结构变形直至结构变形收敛.给出了风洞试验机翼模型以及无约束定常平飞模型算例.计算结果表明:在小变形阶段该方法与线性计算方法的结果基本一致,非线性效应不明显;大变形阶段由于曲面气动力的非线性效应,计算结果与线性方法的有显著差别.分析表明该方法在大变形阶段的计算结果比线性结果更为合理,数值计算时间短,适合于工程快速分析.     

Vectran织物复合材料冲击响应与失效模式分析

文章以Vectran纤维织物与涂覆低温硅胶的Vectran织物复合材料为研究对象,通过低速冲击实验研究了材料的冲击响应与破坏模式,分析了冲击速率、冲头尺寸与冲头形状对材料冲击特性的影响。实验结果表明:Vectran纤维织物冲击破坏模式主要为主纱线的拉伸破坏,以及冲头非接触区域纱线的弹塑性变形与滑移;涂覆硅胶的Vectran织物复合材料冲击破坏模式主要为纤维断裂和拔出;织物复合材料具有明显的应变速率效应。     

复合材料板壳任意位置处载荷识别

提出了一种受载单元判别法,根据遗传算法生成的染色体所对应的载荷作用点的横、纵坐标和每个单元四条边间的几何关系,判断出集中载荷作用的单元,再根据力的等效分配原则,把载荷等效分配到所在单元的节点上,进而基于有限元分析和遗传算法自身优越的全局搜索能力实现作用于复合材料结构网格节点或单元内部任意位置处的载荷识别.与现有的神经网络识别法和有限元反分析法相比,该方法具有能够识别非网格节点处的载荷的优点,且仿真算例表明其识别精度更高.      

基于有限元法的金属材料静强度破坏准则应用研究

根据1种基于有限元法的金属材料静强度破坏准则,设计了2种净截面积相同的缺口试件,用弹塑性、大应变、大变形的非线性有限元方法对试件在静载荷作用下的破坏载荷进行了计算,并进行了试验验证。计算结果与试验结果相比误差很小,很好地验证了基于有限元法的金属材料静强度破坏准则。