涡轮叶片耦合疲劳寿命预测与试验验证

为了解决涡轮转子叶片在温度、离心力和气动/噪声联合载荷作用下的疲劳强度问题,开展了高低周复合载荷谱分解方法和基于高低周载荷的全时域蠕变损伤累积模型研究,提出了同时考虑蠕变损伤、低周疲劳损伤和高周疲劳损伤的耦合疲劳寿命预测方法。同时,通过正交载荷解耦和耦合载荷协调加载控制等关键技术的应用,开发了高温环境下的高低周复合疲劳试验平台。最终,基于设计的涡轮叶片模拟件,完成了耦合疲劳寿命预测和试验验证。结果表明:模拟试件的耦合疲劳寿命试验结果分散系数为1.01,耦合疲劳寿命的预测结果与试验结果偏差小于24%,从而验证了疲劳寿命预测模型的正确性,为我国航空发动机热端部件的疲劳强度设计和验证提供了有效的技术途径。      

直升机技术发展的若干问题

讨论了直升机技术的发展及现状。首先，简要介绍了直升机技术研究的主要内容，然后讨论了其中的几个方面，包括：旋翼载荷预估、旋翼气动弹性分析、复合材料结构动力学、旋翼噪声预估。讨论着重于分析模型，分析方法和参数敏感性，借以反映当前直升机技术研究的现状，并探索进一步的研究方向。此外，文中还强调了分析预估与试验结果吻合关系分析的重要性。     

高温受弯构件表面裂纹疲劳扩展寿命预测

基于J-积分半经验公式建立了构件表面裂纹在其长度和深度方向上的疲劳扩展速率表达式,用来预计模拟SUS304钢构件在550℃高温环境中受弯曲载荷作用下表面裂纹的疲劳扩展寿命.并在相同条件下进行了疲劳裂纹扩展试验.结果表明,预测曲线与实验数据基本一致,证明了本文预测方法的有效性.     

Aeroelastic scaling laws for gust load alleviation control system

Gust load alleviation (GLA) tests are widely conducted to study the effectiveness of the control laws and methods. The physical parameters of models in these tests are aeroelastic scaled, while the scaling of GLA control system is always unreached. This paper concentrates on studying the scaling laws of GLA control system. Through theoretical demonstration, the scaling criterion of a classical PID control system has been come up and a scaling methodology is provided and veri-fied. By adopting the scaling laws in this paper, gust response of the scaled model could be directly related to the full-scale aircraft theoretically under both open-loop and closed-loop conditions. Also, the influences of different scaling choices of an important non-dimensional parameter, the Froude number, have been studied in this paper. Furthermore for practical application, a compen-sating method is given when the theoretical scaled actuators or sensors cannot be obtained. Also, the scaling laws of some non-linear elements in control system such as the rate and amplitude sat-urations in actuator have been studied and examined by a numerical simulation.     

压剪联合载荷作用下复合材料壁板屈曲及后屈曲性能计算与优化方法研究

复合材料壁板被广泛用于航空航天结构,在外部复杂工况下壁板通常会受到面内压剪载荷的联合作用,其屈曲及后屈曲响应直接影响此类结构的极限承载能力。为此,基于改进的Koiter摄动理论,提出一种能够快速精确地开展复合材料壁板非线性屈曲分析的摄动有限元降阶方法,然后计算获得壁板的屈曲/后屈曲性能指标,即非线性屈曲载荷、后屈曲承载刚度以及承载刚度残余系数,最后将摄动降阶方法嵌套到复合材料铺层优化的分析流程中,获得压剪联合载荷下各种屈曲/后屈曲性能指标的最优铺层信息。数值算例验证了所提出方法的高效性和有效性。     

多控制面飞行器结构与配平鲁棒气动弹性优化方法

基于遗传算法,提出了一种考虑多控制面飞行器结构参数和配平关系中的不确定性的鲁棒气动弹性优化方法,并在一个带有主动气动弹性机翼(AAW)的复杂小展弦比飞机的结构和控制面传动比的鲁棒设计中得到了应用.以非概率形式来衡量设计变量的不确定性变化,采用单目标函数形式,并引入一个反映目标函数相对变化的额外约束来描述鲁棒优化问题.在...     

电磁线圈发射器垂直发射过程建模与仿真

根据同步感应线圈发射器工作原理,建立了用于垂直发射大载荷的电磁线圈发射器数学模型;以5级发射器为例,对其垂直发射过程进行了动态仿真,得到了放电回路中的电流、发射组件所受电磁力、速度及位移等参数随时间变化的特性曲线。结果表明:电磁线圈发射器(EMCL)垂直发射大载荷过程中载荷的加速过程比较平稳,电流的变化率相对较缓,为几十ms量级;发射组件速度对自身所受电磁力影响较大,随着速度增大,发射组件受到的电磁推力有所下降;随着驱动线圈级数增多,各级驱动线圈放电控制难度加大。但相比电磁线圈炮的超高速发射,EMCL用于低速发射大载荷过程的馈电控制要简单很多。     

Precise output loads control of load-diffusion components with topology optimization

The purpose of this paper is to present a novel topology optimization approach to control precisely the output loads under static loads and harmonic excitations. We introduce the Artificial Bar Element (ABE) at the designated output positions, where the output loads are equivalently measured and constrained with the nodal displacements of ABE. Optimization model is then formulated considering the output load constraints as well as the minimization of strain energy and dynamic displacement responses respectively under the static and dynamic conditions. The influences of the ABEs stiffness, different material usages of the design domain, widths of the output loads constraint intervals and variation ratios of output loads are discussed in detail. The proposed method is verified with several numerical examples with clear and reasonable load transfer paths.     

大型煤气柜风荷载的风洞试验及数值模拟

对某大型煤气柜进行了风洞测压试验及风压数值模拟。分析了试验模型表面风压分布及其脉动特性,并同数值计算结果、规范条文中类似断面结构的风压分布作对比。结果表明：风洞试验中由于结构表面分布的工字钢及表面粗糙度的处理,雷诺数效应对表面风压分布影响并不明显,但对表面绕流场分离区的风压值有一定影响。结构的均方根升力、阻力系数在频域表现为宽带谱;采用基于雷诺平均的RNGk-ε湍流模型能较准确地模拟表面平均风压分布,其计算结果同样可为结构抗风设计提供参考;在不同量级雷诺数下数值模拟得到的平均风压分布能反映出雷诺数效应的影响。     

薄壁精密罐多道次缩口过程及其机理

基于薄壁精密罐的多道次缩口工艺,分析了各道次缩口材料的变形行为,对首道次缩口与后续道次缩口进行区分,给出在不同道次缩口中缩口入模角的定义,探讨了各道次间缩口行程的控制规律,并利用有限元数值模拟进行了验证,采用专用实验设备所获得的实验结果也证实了该规律,决定了不同道次解析分析的基础不同;基于主应力法推导出了不同道次缩口载荷计算公式,证实各道次缩口工艺中最佳入模角的存在,载荷计算结果与实验结果较为吻合,并计算得出缩口载荷随凹模入模角的变化规律.