"飞机结构动力学设计、分析与试验技术研究"专刊序言

正飞机结构作为承载武器装备或乘员的平台应该具备良好的结构动力学特性。严酷的振动、噪声和冲击环境可能会导致乘员不舒适、人机功效下降,甚至机载设备功能失调、飞机结构损坏,给飞机飞行安全带来威胁。我国在飞机研制和使用中曾多次出现过结构动力学问题,造成了某些型号研制周期延长甚至机队停飞,主要原因是当时飞机结构动力学设计技术体系不够健全,没有足够的技术基础和设计、分析与试验验证     

“飞机结构动力学设计、分析与试验技术研究”专刊序言

正飞机结构作为承载武器装备或乘员的平台应该具备良好的结构动力学特性。严酷的振动、噪声和冲击环境可能导致乘员不舒适、人机功效下降,甚至机载设备功能失调、飞机结构损坏,给飞机飞行安全带来威胁。我国在飞机研制和使用中曾多次出现结构动力学问题,造成了某些型号研制周期延长     

装备统一环境试验条件研究

通过梳理武器装备运输、贮存、发射和飞行等任务环境剖面,分析任务环境剖面对应的环境特征和实测环境数据,研究建立武器装备统一环境试验条件的可行性。研究结果表明,武器装备运输振动、冲击环境以及飞行振动、噪声环境剖面结合实测数据可以建立统一环境试验条件。     

“航天动力学环境新技术研究”专题征文通知

<正>一、专题简介航天动力学环境是航天器遇到的最严酷的环境之一,对航天飞行器的危害极大,会严重影响航天飞行器的正常使用和成败。近年来,航天星箭耦合环境分析、航天高量级冲击、高超声速力学环境、航天器微振动环境问题突出,针对与此相关的问题开展研究,对提高航天飞行器的环境适应性、可靠性、使用寿命具有极其重要的意义。     

动力学综合环境试验技术现状和发展

综述了动力学综合环境试验技术的国内外现状，主要介绍了振动、温度和湿度综合，振动、温度、湿度和高度综合，噪声、振动和温度综合，多维振动，热和振动综合，热和噪声综合，振动和过载综合等，提出了综合环境试验技术今后的重点研究方向。     

基于振声分析的氨制冷机组的故障诊断与噪声治理

对某制药厂开启式螺杆压缩机组进行噪声测量和振动分析,根据噪声的分布和特性以及振动频谱诊断出制冷机的运行故障和噪声来源,制定出消除故障和降低噪声的方案,并在此基础上,通过优化复合吸声结构的参数设计制造隔声装置,从而消除安全隐患和改善工作环境,为大型机组的故障诊断和噪声控制提供借鉴。     

“再入飞行动力学环境预测与地面试验技术”专刊序言

正导弹武器装备在贮存、运输及飞行全任务剖面中,将遭受各种环境因素的影响,其中,再入环境的影响尤为突出:再入飞行时,外表面的高速绕流流场将诱导复杂的振动、噪声、过载和气动热等环境,有可能产生复杂的环境效应如结构破坏、可靠性和安全性问题。因此,认识再入环境、建立合理的试验考核手段,是进行产品环境适应性设计与评估的基础。     

直升机尾部结构疲劳及缺陷容限试验装置研制及应用

目的 获得尾部结构的疲劳寿命和检查周期,满足民用直升机适航验证要求,保证飞机的飞行安全,开展复合材料尾部结构疲劳及缺陷容限试验技术研究。方法 介绍了尾部结构疲劳及缺陷容限试验专用试验台、气动冲击设备、柔性自动特征扫描成像无损检测系统等的设计及研制,采用研制的成套试验装置,实现尾部结构试验件连接约束和载荷边界的全面真实模拟、复杂载荷谱的精确控制、冲击损伤缺陷预制及缺陷自动识别与检测。结果 经试验验证,载荷误差小于2%,冲击能量误差小于2%,缺陷检测误差小于1 mm,各项指标都满足项目研究目标和技术指标要求。结论 研究成果在民用直升机研制中得到了成功应用,可为后续其他直升机尾部结构疲劳及缺陷容限疲劳试验提供良好的借鉴,具有重要的工程应用价值。     

严酷环境下飞机外场腐蚀防护对策与措施

简要分析了飞机在沿海及海岛等严酷环境下使用面临的腐蚀问题,通过列举国内外典型飞机腐蚀案例,阐明了环境腐蚀对飞机的危害性。简要介绍了美军飞机腐蚀防护对策与控制措施。针对我国现役飞机的严酷使用环境、腐蚀特点研究制定了外场条件下飞机腐蚀防护对策与措施,主要包括有针对性的腐蚀检查、表面清洗、除湿干燥、机载电子电气设备防护措施、易腐蚀部位涂覆缓蚀剂、动部件活动部位涂覆润滑脂、腐蚀损伤修复的原则与措施等。     

军用物资航空运输振动冲击环境条件研究

介绍了军用物资航空运输的特点和分类,分析了军用物资在飞机起飞、降落、跑道滑行、飞行中,因气流变化以及空投时物资着陆和装卸而产生的振动冲击等,并给出了一定的振动冲击值。同时,结合振动冲击等环境条件对物资的影响,提出了安全防护的几点措施,为军用物资航空运输的安全性提供理论依据和技术参考。     

噪声与静压载荷同时作用下飞机壁板试验研究

目的 模拟飞机结构承受静压载荷与噪声载荷时的真实情况,为飞机设计初期阶段设计选型提供试验数据支持。方法 使用压缩空气进行静压加载,模拟噪声与正压、噪声与负压联合加载,并以静压载荷0.06 MPa、噪声载荷151 dB为例,进行了试验验证。结果 在噪声与静压载荷同时作用下,若静压载荷过大,结构会发生塑性变形。结论 提出的飞机选型阶段噪声与静压载荷联合加载的试验方法,实现了噪声与静压(正压与负压)联合加载,并通过飞机壁板声静联合试验,验证了飞机壁板结构的噪声与静压联合试验方法。     

水陆两栖飞机结构密封防水与排水设计

目的确保水陆两栖飞机在日历寿命周期内不会因积水问题造成严重腐蚀。方法根据水陆两栖飞机特殊的使用环境特点,综合笔者多年从事飞机腐蚀防护设计工作的经验,对结构密封防水和排水设计进行全面分析和论述。结果提出了水陆两栖飞机结构密封防水和排水原则,给出了水陆两栖飞机典型结构防水和排水的具体措施。结论已在大型水陆两栖飞机中应用,并顺利通过了水密试验验证。     

某武器放线装置振动夹具的设计

振动试验是武器装备环境与可靠性试验最关键的项目之一,而振动试验专用夹具设计对试验结果起着决定性影响.叙述了振动试验用夹具的设计要求、原则,对某武器线导放线装置振动试验夹具的设计方法、步骤及使用效果进行了阐述.     

空空导弹振动试验条件分析

振动环境是空空导弹所经历的最严酷的环境之一,振动试验量级将直接影响空空导弹的结构完整性和工作性能。通过对空空导弹寿命期内经历的振动环境进行分析,针对运输、挂机飞行以及自由飞行状态下振动产生的主要诱因,结合相关标准及国外相关测试数据,初步提出了针对空空导弹的试验条件与试验方法,为相关设计人员提供了参考。     

气候环境实验室降雪环境模拟技术研究

目的建立实验室降雪环境模拟技术,为飞机等武器装备降雪环境适应性试验验证提供技术支持。方法基于对自然降雪和实验室模拟降雪机理的对比与分析,提出影响实验室内模拟降雪的关键因素,并结合理论分析和试验研究,得出实验室内模拟降雪环境的冷负荷计算方法和最优成雪的水粒直径。结果建立了实验室降雪环境模拟技术,采用该降雪环境模拟技术,降雪强度及降雪品质均满足飞机等武器装备降雪环境适应性试验验证需求。结论建立的降雪环境模拟技术切实有效,可用于实验室飞机等武器装备降雪环境适应性试验研究。     

飞机使用环境谱的编制

腐蚀和疲劳是机械部件最常见的失效形式,高温、高湿、盐雾以及较高的化学污染环境对飞机的腐蚀和疲劳产生了严重的影响。飞机的使用环境谱是研究腐蚀环境对机体结构完整性影响的基础。针对海军飞机使用环境的特点以及腐蚀环境对机体结构常用材料腐蚀的影响,飞机的使用环境谱应包括地面停放环境谱、空中使用环境谱、海洋环境谱、加速腐蚀当量环境谱。针对上述4种环境谱,介绍了编制方法以及典型谱例。     

腐蚀损伤结构复合材料修补构型优选试验研究

设计了模拟含腐蚀损伤和机械损伤的铝合金结构复合材料修补试验件,开展了各种修补构型预腐蚀的静拉伸试验.通过对比分析,获得了腐蚀环境下最佳复合材料修补构型设计,为严酷腐蚀环境与载荷环境下海军飞机金属结构腐蚀损伤和机械损伤的复合材料修补设计提供了指导.     

板壳结构在声振联合试验下的振动响应耦合分析

目的 研究具有工程实践意义的板壳组合结构在声振联合作用下的响应预测方法。方法 在噪声试验、振动试验和声振联合试验响应曲线的基础上,分析板壳组合结构在噪声和振动同时激励下的响应耦合规律,并根据噪声试验和振动试验的响应极值包络法,来预测在声振联合试验作用下板壳结构的响应分布。结果 声振联合试验响应曲线近似于噪声试验和振动试验的最大值包络线,噪声的面激励和随机振动的基础激励在不同的频率范围内对结构响应起着主要影响。试验件的噪声试验和振动试验响应曲线在给定的频率点出现相交,小于交越频率的声振联合试验响应与振动试验高度吻合,高于交越频率的响应则以噪声试验为主。结论 在工程实际中,可以直接利用振动试验和噪声试验的响应数据对声振联合试验的响应进行预测。由于交越频率难以事先获得,因此响应叠加法在实践中更易于实现。     

两点激励振动试验时结构模态对控制效果的影响分析

飞机外挂等细长体试件的两点激励振动试验方法在国内外已经开始较广泛应用。因试件动力学的复杂特性经常造成两点激励振动试验控制超差甚至无法控制,因此在试验前有必要对试件开展模态等动力学特性分析。针对某模拟外挂的试验件及试验夹具开展了有限元模态分析,在两点激励试验前对试验中容易出现控制超差的危险频率点进行了预判。随后开展的两点激励振动试验结果证明了预判的正确性以及试验前开展动力学分析的必要性。     

舰载飞机弹射动力学仿真与试验验证

目的获取舰载飞机弹射过程中冲击动载荷在结构上的响应规律,以及前起落架和与其连接的机体主传力结构的动响应特性。方法基于多体系统动力学理论,建立描述舰载机弹射过程的刚柔耦合多体系统动力学模型,对弹射过程进行仿真分析。同时开展地面模拟弹射冲击试验,通过仿真和试验对照,重点研究牵制载荷突卸瞬间结构的动态响应规律。结果仿真和试验得到结构传力路径各点的加速度和应力响应数据,试验测得机体结构加速度峰值达到255g,而同位置的应力峰值为85 MPa,仿真和试验数据的趋势一致。结论牵制载荷突卸形成的冲击动响应峰值沿着结构传力路径衰减。航向加速度和应力响应峰值随着牵制释放载荷的增加而增加。虽然瞬态加速度峰值达到较高水平,但是瞬态作用机体结构的应力峰值不高,不足以造成结构失效。结构设计应重点关注弹射冲击响应峰值和振动疲劳的影响。