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。     

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。     

考虑钉头传载的阶梯搭接钉载分配特性

确定钉载分配比例是机械连接强度分析的基础和关键,也是研究孔周应力分布的前提。以某型飞机铝合金阶梯形搭接板螺栓群连接结构为研究对象,利用应变电测法初步测量了各排螺栓的钉载分配比例。随后通过ABAQUS有限元三维实体建模,考虑钉头传载及接触摩擦、螺栓预紧、材料非线性、防弯夹具等因素,对螺栓群的钉载分配行为进行了模拟。计算发现：阶梯形搭接板多钉连接的钉载分配比例呈两端大中间小的规律,且台阶高度是影响钉载分配比例的重要因素。在此基础上,进一步研究了台阶高度对钉载分配均匀性的影响。分析结果表明：阶梯形搭接板多钉连接处于弹性范围以内时,随着台阶高度的增加,钉载分配趋于均匀;结构产生塑性变形后,随着台阶高度的增加,钉载分配先趋于均匀后随之变差。最后,基于钉载分配与孔边最大应力,对阶梯搭接多钉连接的几何构型进行了优化。优化后阶梯搭接的钉载分配比例极差不超过1.1%,最危险部位的孔边最大应力及螺栓最大剪切应力分别减小了约4.4%与10.2%。     

基于地板结构的机身双层双向加载技术

以民机结构试验机身垂向加载方式为研究对象,分析对比了3种加载方案（蒙皮胶布带加载、客舱地板单层加载、客舱和货舱双层地板结构加载）。结果表明双层地板结构加载方案能够更真实地模拟机身框结构内力分布,更适合作为全机结构试验机身加载方案。在此基础上提出了基于地板结构的机身双层双向加载技术。通过开发一种机身载荷施加策略及配套的加载装置设计技术,解决了固定杠杆比加载系统实现不同工况机身有效加载的问题,并通过全尺寸模拟试验,证明加载装置末端节点载荷分配误差小于1%,加载装置设计满足试验使用要求。该技术被成功应用于某型在研飞机全机静强度适航验证试验,提高了试验质量与效率,并可为同类试验提供技术参考。     

飞机防滑刹车系统试验研究

本文详细研究飞机防滑刹车系统负载(静态)试验和飞机防滑刹车系统健康诊断试验,提出飞机防滑刹车系统负载(静态)试验、飞机防滑刹车系统健康诊断试验、飞机防滑刹车系统动力、电磁效能试验和环境鉴定试验的分类方法,保证了飞机刹车系统功能、性能全面考核。     

基于积分鲁棒的电液负载模拟器渐近跟踪控制

电液负载模拟器(EHLS)是典型的电液力矩伺服系统,存在大量非线性特性和模型不确定性(特别是非线性摩擦),随着对电液力矩伺服系统跟踪性能的要求越来越高,传统线性控制策略很难满足加载系统的高性能需求,迫切需要设计先进的非线性控制策略。针对以上问题,建立了包含连续可微摩擦模型的系统非线性数学模型,基于Lyapunov理论设计了一种误差符号积分鲁棒控制方法。该方法能够克服模型不确定性对系统的影响,在舵机运动干扰作用下实现了系统的渐近稳定性能。实验对比结果验证了该控制方法的优良性能。     

基于CFD/CSD耦合方法的旋翼气动弹性载荷计算分析

为提高直升机前飞状态下旋翼非定常气动弹性载荷的预估精度,在旋翼气动弹性综合分析方法中引入旋翼CFD模块,建立了一套基于CFD/CSD松耦合分析的计算方法和程序。为高效解决流固耦合方法中由于桨叶挥舞、扭转等弹性变形带来的旋翼贴体网格变形问题,采用基于代数变换方法的网格变形技术,桨叶运动变形量和旋翼气动力信息通过流固交接面传递。旋翼流场分析方法中,主控方程采用耦合S-A湍流模型的Navier-Stokes方程,围绕旋翼流场的网格采用结构嵌套网格方法生成,无黏通量计算采用Roe格式,时间推进采用双时间法。旋翼结构分析中,考虑旋翼配平,基于Hamilton变分原理和20自由度Timoshenko梁模型求解弹性旋翼非线性运动方程。分别对CSD和CFD方法进行验证,在此基础上,计算了SA349/2旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动力、挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩,并与飞行测试数据进行了对比。计算表明:CFD/CSD耦合方法可以显著提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,精确捕捉桨叶表面压强峰值、激波位置等,表明本文发展的旋翼CFD/CSD耦合方法可以有效地运用到旋翼气动弹性载荷的预测分析中。     

行星机构的可靠性分析与计算

行星机构的结构设计缺陷、制造与安装误差、支撑构件刚度不足等原因可能会使系统发生一定程度的偏载,从而会影响整个机构的使用寿命与可靠性。利用最小次序统计量的概念建立了行星齿轮系的可靠度计算模型,模型反映了偏载对齿轮系可靠性的影响。首先,对行星机构进行了详细的运动学和力学分析,计算得到了各个齿轮的随机载荷历程。根据Miner线性疲劳累积损伤法则,将随机载荷历程转化为等效恒幅载荷谱,并将其作为可靠性模型的载荷输入变量。然后,将特定齿轮的疲劳寿命数据进行统计处理,将统计结果作为可靠性模型的强度输入变量。最后,根据模型的计算结果定量地说明了偏载对行星齿轮系可靠性的影响程度,同时利用随机截尾数据处理方法对可靠性模型的有效性进行了验证。     

直升机/粒子分离器一体化流场特性: 第二部分 桨盘载荷的影响

采用等效盘模型与全三维黏性仿真相结合的方法,对旋翼下洗流干扰下直升机/粒子分离器的一体化流场特性进行了仿真研究.验证了ROBIN(rotor body interaction)模型,对类“阿帕奇”直升机/粒子分离器进行了大、小前进比时不同桨盘载荷下的一体化流场特性仿真,并对比了一体化条件、孤立条件下粒子分离器工作特性差异.结果表明:小前进比时下洗流对粒子分离器进口的分离流结构影响较大,且下洗流携带动能的叠加使得一体化条件下扫气流出口的总压损失反而比独立粒子分离器低;较大前进比状态下,下洗流干扰使得齿轮箱外罩鼓包后的分离区位置向两侧偏移,范围相比无桨盘载荷状态有所扩大,不过其对粒子分离器气动性能参数的影响并不明显.      

浅析大惯量负载对机电舵系统的影响

随着导弹飞行速度的提高,弹体姿态稳定所需的操纵力矩加大,舵面气动加热效应加剧,舵面的尺寸和惯量势必增加。在电机、传动机构与控制算法确定的前提下,舵面惯量对机电舵系统具有何种影响,成为提高机电舵系统控制要求的关键问题。在搭建的电机—传动机构—负载的三质量模型基础上,从理论及仿真上进行了惯量负载对舵系统的影响分析,并在某机电舵系统上进行了试验验证,为研究大惯量负载机电舵系统提供了理论依据。