复合材料桨叶固有特性计算与试验研究

直升机旋翼的固有特性是直升机动力学问题研究的基础。文中运用有限元方法分析了模型旋翼复合材料桨叶的固有特性。运用ANSYS软件计算了桨叶的固有频率和振型,并通过试验测量了桨叶的固有频率。结果表明用有限元方法计算复合材料桨叶的固有特性与试验值吻合。     

浅谈基于IPDT的民用飞机重量控制技术

在民机研制过程中,有效地实施重量控制对于项目的成功非常关键。飞机超重不仅会导致设计和运营成本的增加,也将无法实现既定的商载和航程等设计指标。从各部门与重量控制工作的联系出发,结合某型民用飞机的设计实践,介绍了产品联合研发团队(IPDT)模式下重量控制的工作内容、工作流程和常用的减重方法,为民机的重量控制工作提供借鉴和参考。     

基于结构动力学特性的损伤识别方法

基于等效模态应变/动能理论,提出了一种利用实际结构的测试数据识别结构中损伤位置的方法。在此基础上,研究了利用模型修正技术识别结构中损伤强度的方法。分别以一个单损伤平板结构和多损伤平板结构为例,通过仿真分析了以上方法的有效性。结果表明,以上方法可以有效识别结构中的损伤位置和损伤强度。     

尾缘锯齿结构的降噪物理机制实验

对比分析了常规尾缘翼型与锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的基本特征,并通过线阵列的方法测量了两种尾缘结构的噪声.结果表明:锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的湍流强度以及3个方向上的湍流强度都相比于常规尾缘翼型有显著减少,声场结果显示锯齿尾缘翼型对尾缘噪声有显著减小,对前缘噪声影响很小.锯齿结构加宽了尾迹区域并加快了大涡的破碎,产生了额外的马蹄涡,湍流脉动衰减率沿着流动方向变大.      

2.5维机织复杂结构件的静强度

采用宏细观结合方法,针对经纱和纬纱等材料组分可能发生的多种失效模式,分别建立了基于改进的Hashin准则的系统性的材料失效准则及不同失效模式下的刚度退化模型.引入逐渐损伤的思想,建立了2.5维机织复杂结构件静强度系统性分析方法.模拟并分析了材料经向拉伸和纬向拉伸的应力-应变曲线,与实验得到的材料应力-应变曲线相比,相同应变下应力误差不超过6.5%,具有较好的重合度;对2.5维机织压气机静子连接结构模拟件开展了逐渐损伤模拟,结果表明:结构损伤主要集中在叶根倒角附近,其中吸力面叶根处的基体压缩失效形式会引起结构大幅变形,是结构破坏的主要原因.      

失调叶盘结构模态特性及抗共振可靠度分析

为了探究航空发动机失调叶盘结构的固有频率在不同随机参数下的分布规律,建立了叶盘结构的有限元模型,对各随机变量选取了不同的失调程度.利用拉丁超立方抽样与响应面相结合的方法,对不同结构参数、工况下的叶盘固有频率进行了概率分析,得到了其在不同失调情况下的分布特性以及对各输入参数的灵敏度.利用工程振动理论建立了结构共振失效的极限方程,给出了叶盘结构在随机频率的激振力下的抗共振可靠度的计算方法,并对不同材料属性参数失调程度下的叶盘抗共振可靠度进行了计算,得出了叶盘抗共振可靠度在不同程度的材料属性失调下的变化规律.     

后掠翼三维鼓包串激波控制参数的影响

针对跨声速后掠翼,三维鼓包串作为一种有效的减阻方式具有结构简单、高效及鲁棒性好等优点.利用全局优化算法探索了鼓包设计参数空间的整体特性,并对鼓包长度、三维鼓包展向设计参数对鼓包减阻效果的影响进行了研究,发现鼓包顶点位置和高度对阻力系数最敏感,三维鼓包的展向设计参数则对阻力系数不敏感,而鼓包长度和鼓包相对展长越长越有利于减阻.在此基础上开展了小后掠角自然层流机翼加3种不同类型鼓包串的优化研究,通过优化结果发现,增加优化后的三维鼓包串,可将小后掠角自然层流机翼阻力发散马赫数向后推移,并且鼓包平均长度和控制区越大,效果越好.三维鼓包串具有良好的局部控制特性,可用于局部较强激波的抑制.三维鼓包串对常规后掠翼波阻具有良好的控制效果,同时能够抑制激波诱导的机翼后缘气流分离.      

Preliminary study on heat flux measurement data of TT-0 flight test

With the explosive development of aerospace science, the design of the new generation airliner at higher speeds is attracting more attentions. To achieve this goal, it is necessary to achieve accurate prediction of the aerodynamic heating / force loads and successful reduction of drag and heat flux. As a remedy for the existing studies which are based upon the CFD and wind tunnel tests, this study presents a flight test for the drag and heat reduction spike technology. The principal goals of this flight test were to provide reference for verifying the accuracy of the prediction technology on ground and promote the development of the drag and heat reduction technology. By adopting the OS-X rocket, the TT-0 test vehicle designed by Shenyang Aircraft Design & Research Institute reached a maximum Mach number of 5.8 and a maximum altitude of 38 km. Hypersonic and supersonic pressure data by pressure scanning valves and heat fluxes by gauges at different locations were obtained successfully. Also, heat fluxes obtained by in-house CFD code are illustrated in comparison with the flight data. The results indicate that the numerical errors are large in most cases. More technologies, such as more CFD codes and more numerical procedures, should be adopted to conduct studies on this issue in the future.     

约束阻尼型镗杆的优化及减振性能

孔加工过程中镗杆的切削颤振影响着表面加工质量和加工精度,约束阻尼型镗杆可有效抑制这种切削振动,但其作用机理未被完全研究清楚,导致其抑制振动的效果一般。对约束阻尼型镗杆的结构优化、材料优选及减振性能进行了理论和实验研究。首先,根据Kelvin-Voigt粘弹性力学模型理论建立了镗杆的动力学模型,研究证实增大镗杆的静刚度和结构损耗因子能提高其减振性能从而提高孔加工质量;其次,基于建立的约束阻尼型镗杆静刚度和结构损耗因子理论公式,对其进行结构优化、材料优选。结果显示:存在一个最佳尺寸范围可减小镗杆在主要工作频域段上的振动,同时所选用的阻尼层应具有较小的弹性模量和较大的材料损耗因子,约束层材料应具有较大的弹性模量;最后,设计制造4种不同材料的约束阻尼型镗杆,通过模态实验获得静刚度、结构损耗因子,并与理论计算结果进行对比分析,同时研究切削过程中约束阻尼型镗杆的材料及切削参数对减振性能的影响。结果显示:约束阻尼型镗杆能有效减小径向振动以提高加工质量,不同材料的约束阻尼型镗杆在切削过程中径向振动差别较大,优化后的钢-PMMA-硬质合金镗杆在不同切深及转速下的径向振动加速度较小且更加稳定。     

一种鲁棒的概率核主成分分析模型

大数据时代面临的数据维数越来越高,对数据降维处理越发显得重要。经典的主成分分析模型已被证明是一种有效的数据降维方法。但它在处理非线性、存在噪声和异常点的数据时存在效果较差的问题。对此,文章提出了一种鲁棒概率核主成分分析模型。该模型将核方法与基于高斯隐变量模型的极大似然框架相结合,用多元 t分布作为先验分布,以同时解决主成分分析在这 3个方面的弊端。提出混合鲁棒概率核主成分分析模型,使其可直接用于对混合的非线性数据进行降维和聚类分析。在不同数据集上进行的实验结果表明,与标准的混合概率核主成分分析模型相比,文中模型在数据聚类方面有更高的准确率。