直升机旋翼设计技术应用现状及发展综述

本文从旋翼构型技术、桨毂设计技术、桨叶设计技术以及尾桨设计技术的现状和特点对直升机旋翼结构设计技术进行综述,以期为国内的直升机旋翼设计专业的发展提供参考。     

固体装药结构界面应力分析

研究了基于热黏弹性接触理论计算固体装药结构界面应力的数值方法,给出了一种快速判断界面是否脱黏的工程实用方法.以某固体装药结构为例,采用接触算法模拟固体装药多层结构复杂的边界条件,计算了挂飞工况下固体装药结构应变场特征,研究了壳体/绝热层界面应力的分布规律,结果表明:应变场云图符合工程实际,壳体/绝热层界面黏接良好,不会发生脱黏现象.      

二维弹性扑翼沉浮运动流动特性的数值研究

采用非定常势流板块法和Euler-Bernoul1i梁振动微分方程,对后缘带弹性薄板的翼型在作沉浮运动时翼型绕流和薄板弹性振动之间的流-固耦合过程进行数值模拟,并计算流动特性、非定常气动载荷,尤其是沉浮运动的推力效应.用有限差分法求解薄板的弹性变形运动,气动弹性分析采用弱耦合迭代方式.通过对翼型非定常气动力(升力和推力)、推进效率、尾迹脱落涡计算结果的分析发现,通过调整弹性薄板的刚度,可以使得翼型产生最佳的非定常推力.     

高超声速弹性飞行器后体/外喷管建模与分析

考虑到全尺寸吸气式高超声速飞行器的机体弹性弯曲振动极易被激发,提出了一种包含机体弹性弯曲影响的外喷管建模和分析方法.该方法首先用虚拟激波膨胀波法确定剪切层的位置,然后用影响系数法求解外喷管中的准一维流,并用活塞理论修正后体下表面的压力.用该方法对一个全尺寸吸气式高超声速飞行器的后体/外喷管进行了仿真分析,结果表明,仅考虑低频、小振幅的后体弹性弯曲运动对外喷管性能的影响并不显著.     

双转子-支承系统动力学特性的有限元分析

利用有限元法对一个具有弹性基座的双转子-支承系统的临界转速和不平衡响应进行计算,把计算结果与该模型不考虑弹性基座的双转子-轴承系统的结果进行对比。结果表明,考虑弹性基座的双转子-支承系统的前三阶临界转速降低了,系统在155 Hz～200 Hz范围内临界转速的个数增加了,但在临界转速下的振幅减小了。因此考虑弹性基座对双转子-支承系统动力学特性的影响具有重要意义。     

弹性地基梁单元的二次开发与应用

基于Euler梁理论和最小势能原理推导了带轴力项的Euler梁单元的刚度矩阵。结合弹性地基梁理论与坐标转换矩阵得到了在整体坐标系下的弹性地基梁的刚度矩阵。据此编制了ABAQUS用户单元子程序,进行了算例验算,结果表明:所编写的弹性地基梁单元精度高,可以用于工程实际计算。     

复合材料补片参数对修理后金属结构疲劳性能的影响

为评估复合材料补片参数对修理后金属结构疲劳性能的影响,本文基于复变量Green函数方法,利用AF-GROW软件建立了复合材料补片胶接修补损伤飞机金属结构裂纹扩展寿命分析模型.研究结果表明:(1)该模型精度较高,可以满足工程要求;(2)修理结构的裂纹扩展寿命随着补片宽度的增大而增加,但增幅越来越小,寿命变化曲线趋于平稳,(3)由于无法考虑脱粘扩展,结构修理后的裂纹扩展寿命随补片厚度只呈现上升趋势;(4)在可达性满足的情况下,宜对含裂纹结构进行双面修理.     

固体火箭发动机柔性接头的结构分析

为了进行固体火箭发动机柔性接头结构分析，建立了三维超弹结构有限元模型，用单轴拉伸与简单剪切橡胶材料试验数据，采用三阶橡胶本构模型，载荷跟随变形的方式处理驱动载荷方向的变化，给出了典型载荷状态下的计算结果。获得了柔性接头应力应变分布，随着容压增大，弹性件径向拉应力的区域迅速减少，获得相同转角的驱动载荷将会减小，该现象与试验结果吻合较好。     

直升机弹性多支点传动轴的主共振分岔分析

根据质心运动定理、G alerk in法和D irac函数,求得非惯性移动系下直升机的倾斜弹性多支点传动轴的弯曲运动方程。在此基础上,用多尺度法求得稳态下主共振的分岔方程。分析了运动稳定性、幅频响应曲线的拓扑结构等。结果表明:弹性中间支点有限幅器的功用,能提高传动轴的运动稳定性,增大相邻阶主共振之间不分岔的频率范围。可通过减小偏心距、降低主共振的阶数、加大传动轴及中间支点处的阻尼,使传动轴主共振不分岔。      

单曲率蒙皮零件柔性多点模具拉形过程的数值模拟与优化

柔性多点模具是由一系列高度可调的小冲头根据需要组合形成离散模具型面的模具系统.本文通过有限元数值模拟方法,针对某典型单曲率零件分析了弹性垫层以及回弹对成形过程的影响,并通过调整和优化模具外形包络面,使数值模拟的零件外形与目标零件外形吻合较好,为实际零件的成形和柔性多点模具型面的确定提供了重要的依据.