载荷谱实测机翼地面标定技术浅论

就飞机载荷谱实测机翼地面标定的原理、标定方法及标定数据处理进行了较详尽的阐述。对飞机载荷谱实测的前期工作有较强的指导意义。     

基于广义力的旋翼振动载荷计算

为描述挥舞、摆振铰和变距轴承的运动引入了三个刚体运动自由度 ,旋翼桨叶通过 5节点15自由度有限单元离散 ,计入了桨叶刚性运动与非线性弹性变形之间的动力学耦合效应。利用曲线坐标系下的本构方程 ,对经典的中等变形梁理论进行了重新的推导。另外 ,采用了Leishman Beddoes非定常和动态失速模型 ,入流由自由尾迹分析获得。导出的旋翼桨叶非线性时变常微分方程以广义力的形式给出。桨叶截面载荷和运动方程在位形空间中同时求解。由本文分析得出的桨叶振动载荷与SA349/ 2小羚羊直升机飞行测试数据吻合程度很好。     

结构刚度对翼根螺栓组载荷分布的影响

 由于静不定结构中载荷按刚度分配,对于机翼翼根采用螺栓组连接的结构,其连接螺栓承受的载荷会随结构刚度变化。为考察螺栓载荷随结构刚度的分布特点,结合某新型地效飞行器的机翼结构分析工作,在PATRAN/NASTRAN环境下对该机在翼根附近的主要结构进行了有限元建模。主要研究了因机翼剖面形状导致翼根各处刚度不一致而对螺栓载荷分配造成的影响。另外,考虑到中央翼的桁条对提高其支持刚度也会起到一定作用,因此,比较了中央翼带桁条与不带桁条两种情况下螺栓的受力特性。通过局部模型的有限元分析,总结出一些螺栓载荷的变化规律。得出的结论对于类似的地效飞行器或轻型飞机翼根连接设计具有一定参考价值。     

喷管分离流动与侧向载荷定常数值模拟

利用商业CFD软件,进行了三维、有粘、定常计算,模拟了某液体火箭大面积比喷管地面条件下的分离流动.计算了多个不同入口总压下的工况.其结果预示了该喷管的分离流动在不同入口总压下的激波模态变化,并获得了非对称分离及其造成的侧向载荷的分布情况.计算为进一步相关研究打下了基础.      

航空发动机风扇转子叶片外物损伤I.鸟撞击试验研究(英文)

本文改进了叶片鸟撞击试验条件。对某型发动机风扇一级转子叶片进行了鸟撞击试验。通过对叶片的鸟撞击瞬态响应分析和撞击前后叶片叶型变化的分析,验证了风扇一级转子叶片的抗鸟撞击性能,为某型发动机风扇转子叶片的抗外物损伤设计提供了依据。     

静叶片时序效应对压气机叶片非定常气动负荷的影响

采用数值方法对两级低速压气机中径处的流场进行非定常模拟。研究第二排静叶在两个典型周向位置上的叶片气动负荷,分析各列叶栅气动负荷的非定常波动以及静叶时序效应对叶栅气动负荷的影响。对各列叶栅的非定常气动力和气动力矩进行频谱分析,探讨叶列间的非定常气动干扰。结果表明,时序效应对静叶片气动负荷的影响明显高于动叶片的。时序效应能够提高压气机的性能与叶片寿命.      

热处理对高Co-Ni超高强度钢冲击断口的影响

研究了不同固溶及回火温度对高Co-Ni超高强度钢23Co 14Ni12Cr3Mo的Charpy V型缺口试样冲击功AKV和硬度HRC的影响,并用扫描电镜观察分析不同处理状态下的冲击断口形貌,用透射电镜对未溶碳化物进行了分析.结果表明,在850～930 ℃范围内固溶,随温度的提高,冲击功升高,硬度先升高后降低;在454～510 ℃范围内回火,随温度的提高,冲击功也增加,硬度降低.断口形貌观察结果表明,试验用钢冲击断口形貌均呈韧窝状,为韧性穿晶断裂,随固溶温度升高韧窝变大变深.韧窝中发现M23C6型碳化物颗粒,随固溶温度的升高而逐渐减少,提高固溶温度对改善试验用材料综合性能有利.     

基于二次调节原理的力矩负载模拟器中压力波动的补偿

 基于静液二次调节原理的力矩负载模拟器具有能够连续高速旋转和无多余力矩的特点。在恒压网络中,二次元件的力矩输出与其斜盘倾角成正比,即：如果系统压力出现波动,也将导致输出力矩的波动。导致系统压力变化的原因可能是油源压力脉动,但更主要是负载的变化。为了研究压力波动的影响及补偿,建立了基于静液二次调节原理的力矩负载模拟器,给出了仿真参数,并在此基础之上进行了仿真研究。为了提高力矩跟踪精度,提出利用斜盘倾角传感器和系统压力传感器来进行压力补偿,可有效地将系统压力波动对于力矩输出的影响抑制到20%左右。仿真和试验验证了此补偿方法的有效性。     

采用流固耦合方法的整级叶片鸟撞击数值模拟

利用MSC.DYTRAN软件建立了鸟撞航空发动机叶片转子级瞬态动力学有限元模型,采用流固耦合算法,模拟受气动和离心载荷作用并稳定旋转的发动机转子叶片,遭受不同鸟体撞击的瞬态响应过程.计算结果表明:鸟体撞击会使叶片产生巨大的瞬时冲击应力;鸟体速度、密度和尺寸的增加,将迅速增加叶片的冲击应力峰值,当叶片硬化和变形能力达到充分发展后,冲击应力峰值的增加速度会变慢;同时,叶片材料静态硬化模量的增加也会提高冲击应力峰值,而静态屈服强度的增加则会减小冲击峰的作用时间.最后还进一步模拟了鸟撞使叶片发生失效破坏的过程.      

Foreign Object Damage to Fan Rotor Blades of Aeroengine Part Ⅱ： Numerical Simulation of Bird Impact

Bird impact is one of the most dangerous threats to flight safety. The consequences of bird impact can be severe and, therefore, the aircraft components have to be certified for a proven level of bird impact resistance before being put into service. The fan rotor blades of aeroengine are the components being easily impacted by birds. It is necessary to ensure that the fan rotor blades should have adequate resistance against the bird impact, to reduce the flying accidents caused by bird impacts. Using the contacting-impacting algorithm, the numerical simulation is carded out to simulate bird impact. A three-blade computational model is set up for the fan rotor blade having shrouds. The transient response curves of the points corresponding to measured points in experiments, displacements and equivalent stresses on the blades are obtained during the simulation. From the comparison of the transient response curves obtained from numerical simulation with that obtained from experiments, it can be found that the variations in measured points and the corresponding points of simulation are basically the same. The deforming process, the maximum displacements and the maximum equivalent stresses on blades are analyzed. The numerical simulation verifies and complements the experiment results.