考虑参数关联的缘板阻尼器减振性能分析

建立了缘板阻尼器（UPDs）各参数间的关联关系,揭示了减振性能随主要参数的变化规律,形成参数联动设计准则。基于双叶片-缘板阻尼器集中参数模型,采用多阶谐波平衡法（MHBM）计算稳态响应以衡量阻尼器性能;推导了解析雅可比矩阵,使收敛性和计算效率显著提高。结果表明:考虑参数的关联性是必要的;选取较大材料密度与特定底角的对称楔形缘板阻尼器,可以实现4.57%的最优阻尼比;当激振力存在相位差时,采用非对称的楔形阻尼结构能进一步提升阻尼效果。      

Gd2SiO5纳米粉体的并流化学共沉淀法合成

以Gd₂O₃和正硅酸乙酯(TEOS)为原材料,采用并流化学共沉淀法合成Gd₂SiO₅粉体材料。研究Gd₂SiO₅前驱体的热响应特征、Gd₂SiO₅粉体的物相组成和微观形貌,并对Gd₂SiO₅粉体的合成机理进行初步探讨。结果表明:前驱体的低Gd/Si摩尔比和反应体系的高pH值会导致Gd₂SiO₅粉体生成Gd_9.33(SiO₄)₆O₂杂质相,相反则会导致生成Gd2O3杂质相。当Gd/Si摩尔比为20∶11、pH值为9~10、合成温度为1000~1300℃时,合成的粉体纯度较高,Gd₂SiO₅颗粒呈不规则形貌特征,平均粒度为100~200 nm。Gd₂SiO₅合成过程中,前驱体以一种—[Si—O—Gd]—网络结构存在,在煅烧过程中逐渐转化为Gd₂SiO₅晶体以及Gd_9.33(SiO₄)₆O₂和Gd₂O₃杂相。     

点阵压气机叶轮轻量化设计及力学性能分析

以压气机叶轮为研究对象,轻量化设计为研究目标,设计了一种适合旋转周期对称结构应用的点阵填充点阵胞元.其目的是在保证满足设计要求的前提下,使叶轮刚度和强度具有可调性的同时降低叶轮质量.对转速为8×104r/min极限工况下的无填充轮、实心轮和不同点阵梁直径点阵填充轮进行了分析对比.结果表明,单个胞元梁直径为0.2mm,0...     

飞机舱门锁机构多失效模式可靠性分析方法

如何提高飞机舱门锁机构关闭系统的可靠性计算效率,减少计算时间,降低舱门故障率是亟待解决的 问题。选取某型飞机舱门锁机构为研究对象,通过 LMS建立飞机舱门锁机构仿真模型,研究锁机构关闭过程 中最大液压力失效和关锁时间失效模式的影响因素,考虑两种失效模式之间的相关性,基于重要抽样法和 B-P 神经网络方法,计算飞机舱门锁机构多失效模式下的可靠性;将这两种方法仿真计算结果与传统蒙特卡罗方法 计算结果进行对比,结果表明:以上两种计算飞机舱门锁机构可靠性的方法是合理的,其误差范围均在3%以 内,且两种方法的计算效率相较于传统方法均有所提高;其中,B-P神经网络方法比重要抽样法计算精度和效 率更高,更适用于研究飞机舱门锁机构的可靠性问题。     

基于分解协调移动极值响应面法的多构件结构动态可靠性分析

多个构件装配而成的复杂结构可靠性分析存在计算流程繁琐、计算效率低的问题。基于极值响应面 法、移动最小二乘法和分解协调的策略,提出分解协调移动极值响应面法(DCMERSM),对考虑流-热-固耦 合作用的航空发动机高压涡轮叶盘径向变形进行动态可靠性分析,通过对比直接模拟和分解协调极值响应面 法(DCERSM),对 DCMERSM 在 建 模 特 性 和 仿 真 性 能 方 面 的 有 效 性 和 适 用 性 进 行 验 证。 结 果 表 明: DCMERSM不仅适用于转子机械动态可靠性分析,同时还可以用于复杂机械多构件结构可靠性分析。     

基于疲劳-蠕变载荷等效转换的涡轮盘载荷谱编制及寿命预测

针对雨流计数法在峰谷值提取时进行等值压缩,忽略保载时间的问题进行了改进,提出了一种基于损伤曲线的疲劳-蠕变载荷等效转换方法。利用非线性疲劳损伤累积函数和损伤等效原则,建立了不同应力水平、不同保载时间下疲劳-蠕变载荷与疲劳载荷之间的等效换算模型。利用涡轮盘材料试验数据,计算了不同循环加载条件下的等效换算比,得到了其随保载时间的变化规律。利用改进的雨流计数法,编制了航空发动机高压涡轮盘载荷谱,并将其与寿命-时间分数预测法相结合,得到了涡轮盘剩余寿命。结果表明,改进的雨流计数法综合考虑了疲劳-蠕变耦合损伤对涡轮盘寿命造成的影响,相比于传统雨流计数法,寿命预测误差降低了15.02%,验证了该方法的有效性。     

一种高效的正常类飞机全机疲劳试验方法

目前国内飞机结构疲劳耐久性评定通常采用规范谱和飞机典型设计任务剖面相结合来编制疲劳试验载荷谱,对全机完整结构进行考核,这将耗费巨大的成本和周期,也因此全机疲劳试验成为型号机体结构设计验证最后以及最复杂的一环。对于以经济性为主要研制要求的正常类飞机,为了推进型号研制工作和取证进度,需要缩减全机疲劳试验的成本和周期。在CA42型飞机适航取证的全机疲劳试验工作中,依据FAA认可的规范谱编制了疲劳试验谱,将疲劳考核目标由整机结构调整为机体主要承力结构,并相应简化了全机疲劳试验载荷加载方式,形成了一种高效的全机疲劳试验方法。通过该方法,CA42飞机全机疲劳试验仅耗时两月,试验成本主要为工时,有效的推进了适航取证工作,并缩减了研制成本。     

超声速条件下亚毫米液滴的变形破碎模态

以超声速气流中液滴变形破碎行为为研究内容,对水平激波管中承受激波冲击的亚毫米水液滴(0.44~1.09 mm)变形破碎过程进行了观测,实验激波马赫数范围为1.07~2.11。利用纹影法,结合高分辨率高速相机对不同破碎模态下液滴的变形破碎特征进行了记录,得到了袋状、多模态、剪切和爆炸式等破碎模式下的液滴纹影图像,分析了液滴运动参数的时空关系。得出了液滴变形阶段,液滴无量纲横向变形宽度以及液滴无量纲迎风面位移随无量纲时间的变化发展规律,并且得出在液滴初始直径相同时,不同液滴破碎模式的无量纲最大横向变形宽度的变化,其中袋状、多模态、剪切破碎模式的无量纲横向最大变形宽度均在1.15~1.61范围内变化,爆炸式破碎模式的无量纲横向最大变形宽度均在0.21~0.68范围内变化。     

多工况载荷下航空发动机支架拓扑优化设计

将基于变密度法的拓扑优化技术引入到航空发动机外部支撑结构(例如附件支架)设计中,以多工况下的总柔度为目标函数,以体积为约束函数对某发动机支架进行基于拓扑优化的结构设计。根据发动机机匣与附件的相对位置关系建立支架初始模型,开展发动机外部支架结构受力分析研究,建立了基于多工况载荷下拓扑优化和考虑强度影响的尺寸优化相结合的发动机外部支撑结构设计方法,并对最终支架结构进行强度、振动、外廓性校核评估。结果表明：最终模型最大应力出现在工况3情况下,最大主应力为345 MPa低于材料疲劳极限;支架的第1阶固有频率在发动机最高转速频率的125倍以上。采用该方法对某发动机外部支撑结构进行拓扑优化设计,在满足强度、振动和外廓要求的前提下,最终模型质量仅为初始模型的73%。基于多工况的优化结果更符合发动机实际工作需求,该方法研究具有工程应用前景。     

基于蒙特卡罗方法的冷原子干涉仪物理仿真

由于现有的噪声分析方法无法很好地评估在复杂环境下冷原子干涉仪的输出特性,本文提出了一种新的冷原子干涉仪仿真方法,可以模拟大动态条件下各项噪声及其之间的耦合对冷原子干涉仪的影响。利用单粒子波包演化的处理方式对冷原子干涉仪进行全过程物理建模,并采取蒙特卡罗方法对大量确定初态的原子进行全过程统计,最终得到冷原子干涉仪在多种噪声同时存在的情况下的响应。该方法主要优势体现在能够对噪声耦合情形进行高精度仿真,并且可以根据实际数据对干涉仪输出进行实时处理,以提升冷原子干涉仪的性能指标。