MSC.ADAMS虚拟仿真在应急门打开机构中的应用

机构的运动是一个伴随诸多因素的复杂过程,采用常规的解析法无法获得较为准确的求解。为了更加真实地分析机构的运转,在某型号应急门打开机构的研发中引入了MSC.ADAMS多体动力学分析平台。首先基于MSC.ADAMS软件虚拟仿真了应急舱门的打开机构,根据适航条例的要求,确定了打开机构驱动系统性能参数;然后通过在虚拟样机上施加机构随机载荷获得机构件的强度优化载荷输入,依据该载荷为打开机构进行强度优化,为飞机研制提供了一套行之有效的方法。     

关于直升机机外载荷飞行的几个问题

直升机具有独特的飞行性能,因而从它一出现就引起人们高度重视,自40年代进入实用阶段以来,一直以很快的速度在发展着。作为其独特的飞行性能的主要表现之一机外载荷飞行,以其较高的效益引起人们的关注,一些人在实践中不断总结经验,采取了一系列措施,包括在直升机制造咄现专用的机外载荷直升机）、飞行人员选拔和训练、运行管理的规章和标准方面,便直升机机外载荷飞行也以很快的速度发展着。据有关资料称,美国1996年有直升机机外载荷运营人384家。我国1964年开始组建民用直升机操作单位,在社会需求推动下,1982年开始正规执行机外…     

周向非均匀流动引起的转子动力学载荷分析

以轴流涡轮为分析对象,分析了流动沿周向分布不均匀的条件下涡轮转子受到的气动载荷。假设涡轮级内的流动沿周向呈1次谐波形式的余弦函数分布,考虑转子叶片叶顶间隙,利用双耦合激励盘模型描述叶片通道中的流动,采用谐波分析方法求得涡轮转子受到的气动载荷。分析了不同轴向位置处、不同非均匀流动参数的影响,讨论了转子偏心所产生的非均匀流动,给出了非稳态流动条件下的气动载荷。结果表明:1次谐波形式的非均匀流动会产生附加载荷作用于转子,从而影响转子的动力学性能;非稳态不均匀流动会影响附加载荷的大小,但不改变其在动坐标系中的方向。     

滤波减速器有限长轮齿接触表面混合润滑分析

综合考虑了轮齿接触几何、啮合点法向载荷、齿向参数、真实表面粗糙度、润滑剂流变特性等因素,建立了滤波减速器轮齿混合润滑数值分析模型,采用复合迭代法和快速傅里叶变换(FFT)方法分别求解Reynolds方程和弹性变形方程,获得了轮齿接触表面混合润滑分析完全数值解,得到了滤波减速器在啮入点、节点和啮出点的压力与平均油膜厚度,以及转速对轮齿接触表面平均油膜厚度和接触比的影响.结果表明:在啮入点、啮出点及节点处,沿齿宽方向的压力分布不相等,两侧压力较大,而在啮入点处的两侧压力突变相对较小,且平均油膜厚度最大;对于粗糙轮齿接触表面,随着滤波减速器转速逐渐降低,啮入点、节点及啮出点的平均油膜厚度随之减小,接触比增加,润滑效果变差,并且在同一工况下粗糙轮齿接触表面的啮合点平均油膜厚度小于光滑轮齿表面的平均油膜厚度.      

大型运输机机体结构全尺寸疲劳试验分散系数探讨

从疲劳分散系数的含义入手,分析了国内、外军用标准和民用适航标准对于疲劳分散系数的要求,从中找出了影响战斗类飞机与运输类飞机疲劳分散系数的因素,给出了确定大型运输机全尺寸疲劳试验分散系数的原则。     

变任务混频寿命相关载荷累积量分布特性

在基于固定任务混频的寿命相关载荷累积量分布特性研究成果的基础上,推导了变任务混频条件下的寿命相关载荷累积量分布特性,结果表明:变任务混频的载荷参数累加量分布函数也是趋于正态分布.并采用数值方法模拟实际飞行过程中变任务混频条件下寿命相关载荷的累积过程,模拟结果和理论结果吻合良好,进一步验证了分析结果的正确性.该结果可用于变任务混频下的寿命可靠性预测.      

面内弯曲载荷作用下两边简支两边固支复合材料层合板的屈曲

为扩充航空复合材料结构稳定性设计手段,基于Levy形式级数和有限差分法,提出了面内纯弯曲载荷作用下两边简支两边固支（SSCC）复合材料层合板临界屈曲载荷的数值解法。首先,应用有限差分法将挠度函数进行离散化处理;然后利用边界条件扩充方程组,最后将临界屈曲载荷的求解转化为广义特征值问题。通过数值算例分别在各向同性板和复合材料层合板上验证了本文方法,并与有限元方法（FEM）进行了比较。结果表明,本文方法具有很高的精度,为复合材料层合板的屈曲分析开辟了新的途径。     

高负荷弯掠叶片力学模型与应力抑制研究

几何构型对叶片应力的影响规律是高负荷弯掠叶片应力优化的关键。建立了带有弯掠与扭曲结构特征参数的叶片力学模型,研究了掠形与扭转构型对叶片应力分布的影响。结果表明:弯掠造成的附加弯矩与叶型截面形心位置紧密相关,弯曲应力极值可能出现在叶型前缘、尾缘和叶背中部三个区域;扭转造成的附加扭矩的大小由叶尖到叶根逐渐增加,在叶片自然扭曲率较小时,附加扭矩为负方向,其作用致使叶片解扭;对于典型弯掠叶片,其离心力作用下的径向力载荷决定着自身的截面平均应力水平,而附加弯矩和扭矩载荷决定着截面的应力分布形式。在给定的叶型条件下,可通过掠形方式的调整使附加弯矩与扭矩相抵消,降低叶片峰值应力30%以上。     

尾缘锯齿降低叶栅噪声的数值模拟

采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿对涡轮叶栅噪声的影响.设计了两种不同的尾缘锯齿,对比了Re=3.3×105(基于叶片弦长与叶栅出口速度)下两种不同结构锯齿尾缘叶栅与直尾缘叶栅的声功率.结果表明:尾缘锯齿可以降低叶片吸力面边界层分离噪声约5dB,降低尾缘涡脱落噪声约10dB.进一步的研究表明,尾缘锯齿可以降低叶片尾缘附近表面的压力脉动幅值约50%,将展向相关尺度较大的涡破碎成展向相关尺度较小的涡,并消除尾缘脱落涡,这三者的综合作用使噪声得到降低.      

带后缘小翼的旋翼振动载荷计算

建立了考虑弹性桨叶、刚性小翼的旋翼气动弹性分析模型和旋翼载荷计算方法.以广义质量和广义力的形式描述小翼惯性力和气动力对系统的影响,以非定常/动态失速模型计算剖面气动力,结合基于实验数据修正的组合气动模型计算带小翼部分的剖面气动力,集成大变形桨叶模型考虑弹性变形的非线性,以力积分法计算桨叶剖面振动载荷.通过计算分析与实验结果相比较,验证了建立的气动弹性模型和载荷计算方法.结果表明:建立的桨叶结构模型精度很高,气弹模型能够准确预测旋翼的振动载荷,挥舞弯矩平均误差控制在9.1%,使用修正的小翼气动模型能有效提高小翼运动时桨叶振动载荷的计算精度.