约束阻尼结构力学性能研究与参数优化

飞行过程中的气流扰动、机械振动使得飞机典型薄壁结构承受宽频振动,产生振动疲劳从而影响飞机结构的寿命和安全性,约束阻尼结构处理是一种经济有效的抑振手段。采用黏弹性阻尼材料和单向玻璃纤维复合材料制备两种约束阻尼结构,研究它们的阻尼和力学性能;利用有限元仿真手段对约束阻尼结构修补飞机典型悬臂梁结构的参数进行设计和分析,考察阻尼层厚度、约束层厚度以及补片尺寸对结构振动响应的影响,得到约束阻尼参数规律,并以参数优化后的约束结构为基础设计振动测试实验。结果表明：约束阻尼处理后的悬臂梁结构能有效地降低结构危险点的应变幅值;三层阻尼结构抑振效果优于双层约束阻尼,能够显著降低结构危险点在承受振动加载时的应力值,提高结构振动疲劳寿命。     

承载传动误差最小的高重合度弧齿锥齿轮波动齿面设计

为改善航空弧齿锥齿轮的承载啮合性能,结合ease-off技术提出一种波动齿面设计方法以降低高重合度弧齿锥齿轮的承载传动误差。鉴于中凹型修形曲线（修形齿面的几何传动误差曲线）可极大地减小高重合度弧齿锥齿轮传动的承载传动误差波动幅值,创建一种与高重合度相适应的波动齿面修形模型;结合ease-off技术建立以降低承载传动误差波动幅值为目标的优化模型;通过优化得到具有良好啮合性能的高重合度弧齿锥齿轮。分析发现:优化后2阶传动误差设计弧齿锥齿轮传动的承载传动误差波动幅值降低了34.152%,而由波动齿面设计方法所得改进修形弧齿锥齿轮的承载传动误差进一步降低了61.492%,有效地改善了高重合度弧齿锥齿轮传动性能,为高性能弧齿锥齿轮齿面设计奠定理论基础。      

基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测

针对单参数驱动的涡扇发动机性能退化预测精度不高的问题,提出了一种基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测的方法。通过监测发动机性能退化过程中多源参数,采用专家经验和核主成分分析相结合的方法,进行发动机性能参数的选择和融合,从而构建健康参数。基于非线性Wiener过程构建涡扇发动机退化模型,采用极大似然方法求得发动机退化模型的离线参数估计值;由于不同发动机性能退化的差异性,基于贝叶斯更新理念对随机参数进行实时更新,可以实现对单台发动机的性能退化实时预测。通过实例验证,采用此方法在预测末端方均根误差为0.028 3,整体预测精度提升了54.5%,可以辅助指导维修决策。      

金属加筋壁板蒙皮有效宽度分析方法

民用飞机机身、机翼的壁板、气密框以及翼梁结构为典型的壁板加筋结构,在承受压缩载荷时需考虑成由蒙皮与筋条组成的复合剖面共同承载,其通常为中长柱,工程分析时常取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度。取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度存在着一定的保守性,介绍了Von Karman迭代分析方法、有限元分析方法及常用的工程分析方法。在加筋壁板结构的轴压承载能力计算中,蒙皮有效宽度的确定是较为关键的设计因素,对飞机机身、机翼结构效率的提高和重量控制至关重要。随着加工能力的提升,虽然部分壁板结构由组合式逐渐过渡到了整体机加形式,但所述方法仍有一定的借鉴意义,对目前国内外常用的金属加筋壁板有效宽度的工程分析方法进行了研究,并结合有限元分析对工程分析方法进行了验证。     

一起飞机防冰系统短时告警故障分析

采用从系统-产品-器件逐步递进的方法和故障树分析法,对一起飞机防冰系统短时告警故障进行分析,并对导致故障的继电器开展了失效分析.从此案例的分析可以看出,很有必要对继电器等电气器件进行梳理分类,开展寿命试验及实际状态评估,增加必要的器件维修和检测手段,为改进修理模式提供可靠依据,最大程度地降低飞机质量风险.     

7050铝合金孔板开缝衬套挤压强化研究

针对目前航空装备延寿修理设计需求,通过有限元分析和疲劳试验,研究了7050铝合金孔板结构开缝衬套挤压强化技术,对比分析了不同的相对挤压量对于试验件残余应力及疲劳寿命的影响,结果表明:开缝衬套挤压强化能够在孔边危险截面引入一定范围的残余压应力,随着相对挤压量的增加,残余压应力呈增大趋势,疲劳寿命也显著增加.     

2.5维编织树脂基复合材料平板多尺度动力学模型修正

在2.5维编织树脂基复合材料多尺度固有振动分析的基础上,开展基于实测结构模态数据的复合材料平板动力学模型修正研究,以获取精准反映其动力学特性的模型。首先,建立复合材料平板固有频率对弹性参数的灵敏度分析方法,分析了平板固有振动特性的主要影响因素;其次,建立基于灵敏度分析的复合材料多尺度动力学模型修正方法,形成了基于MSC.NASTRAN平台的模型修正程序。最后,利用实测结构模态测试数据,实现对复合材料平板动力学模型的修正。结果表明,对关键弹性参数进行修正后,不同边界条件和纱线走向的复合材料平板试验件固有频率实测数据与仿真数据的最大误差由10.44%下降至2.39%,相关性得到了大幅改善。此外,所提出的自由模态测试方案结合动力学模型修正方法,为复合材料等效弹性参数的试验辨识提供了新的技术途径。     

燃烧室-涡轮耦合流动传热超大涡模拟研究

为了准确预测发动机燃烧室和涡轮耦合复杂气热环境下涡轮部件的流动和换热特性,应用基于BSL k-ω湍流模型的高精度超大涡模拟方法(VLES),以及SST k-ω雷诺平均湍流模型对雷诺数为Re=3.8×105的高压涡轮导叶在均匀进口条件以及燃烧室-涡轮耦合情况进口条件下的涡轮流动和传热进行了数值研究.耦合火焰面生成流型(F...     

原子层热电堆热流传感器在激波风洞试验中的应用

高超声速边界层转捩及激波-边界层干扰等基础气动问题的风洞试验中,高频脉动热流是一重要测试量.为了验证自研的原子层热电堆热流传感器在实际风洞试验环境中的性能,利用尖锥模型在Φ2m激波风洞(FD-14A)内开展来流马赫数10、单位雷诺数4.7×106/m等流场条件下的风洞试验,并与高频脉动压力传感器对比,热流测试结果反映出...     

民用涡轴发动机进气系统结冰试验

围绕中国民航规章CCAR-33部R2版中第33.68条款适航要求,针对涡轴发动机提出了一种满足适航要求的试验方法,包括结冰关键点分析、结冰取证试验点选定、整机结冰取证试验三部分。结合涡轴发动机工作包线,开展结冰关键点分析以选定结冰取证试验点。在结冰包线内选择了若干结冰计算点,并计算每个点的结冰位置与结冰量。计算结果显示:温度接近0 ℃且海拔高度较低的区域是涡轴发动机结冰量显著的区域。结冰试验时在-4~-1 ℃的温度区间寻找刚出现结冰的温度点与结冰量最大的温度点。试验结果显示:结冰量最大的温度点是最严酷的结冰试验点。