活塞式发动机安装架载荷与强度研究

为了拓展活塞式发动机安装架适航审定思路,对《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》(CCAR23-R3)、《航空发动机适航规定》(CCAR-33-R2)及甚轻型(AC-21-05)、超轻型(AC-21-06)飞机适航标准中规定的活塞式飞机发动机安装架设计要求进行分析,给出了活塞式发动机安装架结构设计载荷工况计算、强度分析和试验验证方法。结果表明:活塞式发动机安装架主要采用超静定多路传力桁架结构设计;活塞式发动机安装架正常载荷工况共11组;活塞式发动机安装架静强度分析主要考虑管材拉压弯剪及焊接接头与螺栓连接接头强度。     

航空发动机异型推力轴承轴向力测试方法

某型航空发动机推力轴承外环与鼠笼弹支集成一体式,为满足该轴承轴向力测试要求,提出了一种新型轴向力测试改装设计和双向轴向力测试方法,给出了轴向力测试改装原则、等弯矩测力环结构设计方法及力学模型、强度计算对比分析、贴片引线设计、测试结果分析,并与现场测试结果进行了对比。理论计算与现场标定试验结果误差小于5%;现场试车中,双向测力环同步准确判断出轴向力换向转捩点,由此验证提出的轴向力测试方法具有很高的工程应用价值。     

模型转子突加不平衡响应分析及试验验证

为准确获取风扇叶片飞失引起的瞬态载荷,利用显式动力学有限元仿真方法进行了接触建模和瞬态分析,开展了多层次的试验标定和校核工作,利用这些试验结果与分析进行了对比验证。结果表明:采用的显式动力学有限元仿真方法为准确模拟突加不平衡过程中的动态特征提供一种可行的仿真手段,形成了一套构件-组件-整机、从静力学到动力学的模型修正方法。按照测试优先级定义的主要传力路径载荷、突加不平衡载荷等物理量,确定了模型修正的测试参数选取方法。利用支承锥壁动应变测量数据,结合模型标定结果,可以准确地获得支点峰值径向动载荷,预测的峰值动态载荷与试验获取的结果误差小于10%,此方法可以运用到支点冲击载荷间接测量中,提高测量的精度及简便性。      

民用飞机平尾载荷的不确定性及全局灵敏度分析

针对飞行载荷计算输入数据的随机不确定性会导致载荷计算结果波动的现象,采用Monte Carlo模拟方法和基于方差的全局灵敏度分析方法对民用飞机急剧俯仰机动随机平尾载荷进行不确定性及全局灵敏度分析。具体分析了飞机气动特性和重心的不确定性对迎角贡献平尾载荷、升降舵偏度贡献平尾载荷及平尾总载荷的影响,进一步通过全局灵敏度分析找出影响平尾载荷计算结果的主要因素。不确定性分析结果表明:气动特性和重心的不确定性导致迎角贡献平尾载荷的波动程度很大。灵敏度分析结果表明:1)升降舵偏度贡献平尾载荷只受升降舵效率的影响;2)迎角贡献平尾载荷主要受无尾飞机零迎角俯仰力矩系数和重心的影响;3)平尾总载荷受升降舵效率的影响最大,受无尾飞机零迎角俯仰力矩系数及重心的影响次之。此外也验证了方法的有效性,对提高飞行载荷的计算精度有一定的指导意义。     

热声载荷作用下薄壁结构非线性响应分析和试验验证

针对热声载荷作用下薄壁结构大挠度非线性响应问题,开展了固支约束金属薄壁板结构热声激励试验及数值模拟分析。通过计算结果与试验结果对比,表明两者结果存在一致性,进而验证了薄壁板在热声载荷作用下动态响应计算方法和数值模型的有效性。在此基础上,针对加筋板结构完成了多种热声载荷组合作用下的动力学响应计算,获得了时域位移响应。重点对该结构在后屈曲状态下的3种典型振动形式进行分析,总结出热载荷与声载荷之间的相对强度决定了板的不同跳变形式。采用统计分析方法建立了位移响应的概率谱密度函数（PDF）并绘图,清楚地显示了后屈曲板的PDF表现出双峰现象。使用功率谱密度（PSD）函数分析了响应频率和峰值随着温度升高的变化,并确定了板的软化和硬化区域。总结了屈曲前/后结构特定区域拉应力和压应力的变化规律,并阐述了造成这种变化的原因。本文工作可对热声载荷作用下薄壁结构响应分析和动强度设计提供参考依据。     

冲击载荷下单螺栓连接结构力学行为试验与仿真研究

基于霍普金森压杆(Split Hopkinson Pressure Bar,SHPB)装置,对发动机结构设计中广泛使用的螺栓连接结构开展了冲击试验,研究了冲击载荷作用下单螺栓结构的承载能力、损伤模式和失效机理,掌握了冲击速度、预紧力、装配间隙的影响规律.在瞬态显式动力学软件ANSYS/LS-DYNA中,对单螺栓连接结构...     

温度载荷作用下胶接位置误差对精密马达系统运动精度稳定性影响机理

研究了温度场作用下胶接位置误差对精密马达系统运动精度稳定性的影响问题。在对精密马达系统的结构分析基础上,简化并建立了马达系统的胶接部件“圆环-框架”的胶接有限元仿真模型,分析了仿真模型的收敛性,进行仿真并得到了带有装配位置误差的胶接结构热应力场的形成机理以及位置误差对马达系统精度稳定性的定量影响规律。圆环的热应力主要来源是使用的胶和金属件的热膨胀系数相差较大,从而引起的热变形不协调。圆环装配偏心每增加10μm,会导致圆环在半径方向有10nm数量级的质心位移。在经历一定的温度循环之后,圆环偏心每增加10μm会导致在半径方向产生1nm数量级的质心位移,这会对马达系统的运动精度以及精度稳定性产生不利影响。根据研究结论,在实际装配生产的过程中,应当严格控制装配偏心量,以减小胶接位置误差对马达系统的影响。     

叶片通道内涡流发生器变工况适应性

横向二次流是制约叶轮机气动负荷进一步提升的主要因素。在叶片通道内施加涡流发生器有抑制通道横向二次流的潜力,但涡流发生器的最优施加方案很难确定。基于涡流发生器经验统计模型(BAYC模型)和响应面方法建立了一种端壁涡流发生器的高效设计方法。基于这一方法,实施于NACA 65直列叶栅,得到了三种涡流发生器优化方案,并在设计工况下和非设计工况下讨论了涡流发生器对端壁横向二次流的控制机理,发现具有更大的涡流发生器高度和更多的涡流发生器数量的方案在面对大攻角下的强横向二次流情况时能够有更强的余力对横向二次流加以控制,大大扩展了叶栅的攻角适用范围。      

飞机结构有限元分析中分布载荷的离散化处理算法

飞机结构设计中,需要对两类分布载荷数据进行处理:一类是已经由上游专业做过离散化处理,以网格形式提供的数据,例如翼面、舱门等的气动载荷,机体结构、燃油、设备、商载等的惯性载荷;另一类是以均布或线性分布等较为简单分布形式作用的载荷,例如增压舱、燃油箱等结构的压差载荷。针对飞机结构设计中需要进行离散化处理的两种不同类型载荷数据,分别对三类典型单元(三角形、矩形和四边形)的等效结点载荷移置处理算法进行研究,根据能量等效原则,利用薄板弯曲单元的理论,提出分布载荷离散化处理的算法,并对实际应用中舍弃结点载荷力矩分量处理方法的合理性进行说明,并通过算例验证,证明所提出的算法可在实际工程中推广应用。     

高亚声速下附面层抽吸控制压气机叶栅流动分离的研究

为研究高亚声速下附面层抽吸参数对流动分离控制的效果和机理,以高负荷扩压叶栅为研究对象,通过数值方法研究了抽吸布局和抽吸流量对叶栅内部流动分离控制效果的影响.结果表明,附面层抽吸能够显著改善叶栅内部流动,降低因附面层分离和端区角区分离、相互掺混造成的流动损失;高亚声速下附面层抽吸的最佳位置在附面层充分发展区域而非分离起始...