温度载荷对壁板动力学特性的影响

提出了一种新的结构热应力、热模态求解方法。采用多变量有限元方法进行几何非线性单元列式,将温度的影响转化成热载荷进行静力学非线性有限元分析得到结构内部热应力,然后计算受热应力影响的结构非线性热刚度矩阵。由热刚度矩阵和质量矩阵进行广义特征值分析得到结构的热模态及其模态频率。最后,给出了热屈曲的计算方法。针对典型壁板结构计算了热应力和热模态,计算结果与Nastran相差在10%以内,分析了热应力对壁板结构动力学特性的影响。     

钛合金缺口试样拉伸破坏载荷预测

针对航空发动机轮盘常用钛合金材料,开展了常温和高温下光滑和缺口试样的拉伸变形和断裂行为试验研究,建立了其大变形本构模型。基于该本构模型,利用大变形有限元分析,计算获得缺口试样的载荷-位移曲线。将该曲线最高点对应的载荷确定为试样的拉伸破坏载荷,并与试验进行对比。结果表明理论预测与试验吻合较好,从而验证了所提出的拉伸破坏载荷预测方法的有效性。     

独立桨叶高阶谐波变距对旋翼垂向载荷的影响分析

为了研究桨叶高阶谐波变距对桨毂垂向载荷的影响,建立了基于独立桨叶控制技术的桨毂垂向载荷模型。假设桨叶刚体挥舞,采用Leishman-Beddoes（L-B）非定常气动力模型和Glauert入流模型计算旋翼气动力,求解桨叶挥舞动力学方程,计算桨毂垂向载荷。分析桨叶施加2Ω,3Ω阶变距谐波后桨毂垂向载荷的变化,总结高阶变距谐波幅值、相位对桨毂垂向振动载荷的影响规律。结果表明独立桨叶控制能有效降低直升机桨毂垂向振动载荷。     

动力学环境质量载荷效应的统计能量分析与试验研究

对质量载荷在冲击、振动及噪声等动力学环境上的影响作了统计能量分析（ＳＥＡ）与试验研究。分析与试验结果是满意的,其结论对工程系统动力学环境预示、评估和制定试验条件有重要意义。     

航空发动机高速球轴承动态特性分析

 高速滚动轴承的动态特性对航空发动机转子系统的性能有重要的影响,为尽可能真实模拟轴承实际运转情况,建立轴承零件相互作用模型得到各零件之间力和力矩,使用较精确的弹流模型计算拖动力,采用拟动力学法建立任意受载的球轴承动力学分析模型,提出了工程中非线性方程组的高效解法。编制调试了计算程序READ ( Rolling Element bearing Advanced Dynamics tool),以276927NK1W1(H)航空轴承为算例分析了工况参数和结构参数对滚动轴承动态特性的影响规律,最后通过Gupta的动力学程序算例验证了程序的准确性。轴承动态特性的研究为研究航空发动机转子轴承集成系统动态性能分析奠定了基础。     

考虑燃气引流的燃气弹射开盖载荷研究

建立一种带有导流槽装置的考虑燃气引流冲击开盖的新型燃气弹射系统模型,采用燃气弹射试验验证了数值计算方法的可靠性,在此基础上,计算得到弹射过程流场、筒盖载荷、弹体内弹道曲线变化规律,研究了改变导流槽深度对开盖载荷的影响。结果表明,发射筒与弹体间隙之间的压强呈现不断增加的趋势,且压强的扩散速率比温度更快;当导流槽深度为20 mm时,弹体加速度在低压室燃气动力作用、弹体运动和导流槽导流区域变化共同作用下呈现先上升、后下降、再急剧上升的变化规律,弹体速度和位移均呈现上升规律,筒盖最大压强达到0.24 MPa,满足发射开盖载荷设计要求。随着导流槽深度减小,导流槽封闭时间提前,筒盖最大压强不断降低,当导流槽深度不小于12.5 mm时,均可满足开盖载荷要求。     

倾转旋翼机机翼向下载荷的计算方法及参数影响分析

针对悬停和前飞时旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响,建立了机翼向下载荷的计算模型.该模型中,旋翼在机翼处产生的诱导速度以及对机翼干扰的旋翼尾迹边界基于Weissinger-L升力面理论和自由尾迹方法计算,以考虑倾转旋翼桨叶的大负扭转和尖削带来的较大三维影响,机翼表面流则区分为弦向流及展向流,以分别计算向下载荷.以缩比的V-22模型旋翼为算例,计算了悬停时旋翼下方的下洗速度分布和机翼的向下载荷,与可得到的实验结果进行了对比,验证了计算模型的有效性.然后,应用该计算模型,研究了襟翼偏角、旋翼倾转角、前飞速度、旋翼/机翼间距等参数对机翼向下载荷的影响.结果表明:机翼的襟翼偏斜角对有效减小机翼向下载荷有重要作用,随旋翼从悬停向前飞倾转,机翼向下载荷减小.     

战斗机座舱动态温度快速计算软件开发

座舱温度是开展座舱舒适性评估的设计输入,飞机结构的复杂性和飞行工况的多变性为座舱温度的精确计算带来了一定困难,为解决复杂飞机结构,不同工况下的座舱温度快速、精确计算问题,采用集总参数法,结合传统传热学理论,构建了座舱动态温度快速计算数学模型,并基于 VB编程语言,开发了战斗机座舱动态温度快速计算软件,并对设定的飞行任务剖面进行了座舱热载荷数值模拟,结果表明软件计算结果与实测结果较为吻合,同时软件具有较好的通用性和可操作性,为后续开展座舱热舒适性的快速评估提供了工具支撑。     

高加速度载荷下三维堆叠封装冲击可靠性分析

随着微电子封装技术不断向高性能、高密度方向发展,系统级封装(System in Package, SiP)等先进封装技术也被应用于弹载微系统中。在高加速度冲击载荷作用下,互连层的失效成为影响微系统可靠性的重要因素。针对冲击方向对封装器件可靠性影响的问题,借助有限元软件LS-DYNA分析了三种冲击姿态下互连层的失效机理,并提出了相应的底填优化方案,能够较好地降低危险位置的受载水平。仿真结果表明：封装结构以垂直于冲击载荷方向布置时,互连层的冲击可靠性最高,基于边角冲击的底填优化方案能够显著提升互连层抗冲击性能,边沿填充方式使得互连层的等效塑性应变降低了90%以上。     

High-aspect-ratio Aireraft Aerodynamic Load DistributionCalculation Method Based on Piezometric Tunnel Test

为根据飞机高/低速风洞测压试验数据给出飞机的机翼,机身和尾翼的气动载荷分布,供外载荷计算使用,介绍了一种基于测压风洞试验的大展弦比飞机气动载荷分布计算方法。通过将测压试验数据插值到载荷计算模型网格中,并将测压试验数据与测力试验数据相协调,再对压力分布数据进行切面/纵向积分、样条插值和线性化拟合后,对飞机活动面中立、偏襟翼、偏副翼、偏方向舵和偏升降舵状态时的机身、短舱、机翼及翼身组合体气动载荷分布进行了计算。总结了各剖面区域表面压力随迎角,侧滑角,以及飞机舵面变化的规律,验证了测压数据与测力数据进行协调的必要性。对飞机气动载荷的设计优化有重要的反馈评估作用。