飞机典型液压管路全状态考核试验方法研究

目的 提出一种飞机典型液压管路全状态考核试验方法,同时考虑液压管路内部高压高速液压油流动和外部振动环境耦合产生的响应。方法 从飞机典型舱位液压管路系统中抽取出液压管路及其支持结构试验件,模拟出液压管路安装的机体支持刚度,通过液压回路组件模拟飞机液压管路内液压油的流动环境,以及通过振动台组件模拟飞机舱位振动环境这两个液压管路疲劳寿命的主要影响要素。结果 通过设计的试验能同时施加液压管路疲劳寿命主要影响因素环境。结论 针对目前飞机液压管路地面模拟试验环境和空中飞行状态有较大差异,文中提出了一种飞机典型液压管路全状态考核试验方法,通过该试验可为液压管路减振优化设计提供试验依据。     

典型仪器支架动力学管控方法研究

航天工程中普遍采用支架进行设备的安装,但是支架对振动环境的严重放大会影响设备的工作可靠性,给飞行器飞行带来极大隐患,需要开展典型支架的动力学管控方法研究。提出面向支架动特性管控的动力学特性指标,可以全面表征仪器支架在随机振动激励下的动力学特性,并可据此构造优化目标,以对支架动力学特性进行有效管控。提出典型仪器支架的动力学管控方法,实现了将支架动特性设计融入支架结构设计流程中。针对一种典型的仪器支架开展了随机振动试验与有限元仿真分析,验证了随机振动响应预示方法的准确性,并以此为基础,对其进行了动力学管控。以某型支架为对象开展的动力学管控,将支架上相对安装基础的振动量级放大倍数从4.2降低到1.67。结果表明,提出的典型仪器支架动力学管控方法可在研制初期改善仪器支架的动力学特性,对提高飞行器可靠性和环境适应性具有重要意义。     

振动试验扩展台的设计与动力学分析

目的验证碗型工装和板型工装结构在动力学试验方面的优劣。方法由于导弹舱段进行振动、冲击、加速度等动力学试验时,不能直接安装在台面结构上,需要设计和优化工装进行固定安装。针对某弹体舱段试验用的工装进行结构设计,并通过有限元仿真分析得出前六阶模态的频率和振型方式,判别碗型和板型两种结构设计方式的优劣。同时,对设计工装的结构进行优化,得出加强筋对模态参数的影响。结果质量相同的碗型工装的各阶频率均高于板型工装,加强筋的优化方式对于碗型工装结构的前三阶模态频率提升25%左右。结论碗型的工装结构形式能够有效地传递力学信号,保证信号传递的均匀性,加强筋结构可以有效地增强工装结构的动力学性能。     

捷联惯导减振系统的耦合振动研究

目的研究耦合振动对捷联减振系统的影响。方法建立惯导减振系统动力学模型,并在有限元分析软件中对系统进行模态分析,然后通过扫频试验对比有无偏心情况下的响应。结果安装中心与弹性中心的不重合是导致线振动和角振动耦合的原因。结论对工程中减振器的安装提出了3个方面的要求,尽量保证弹性主轴与惯性主轴重合,避免偏心;增大安装半径,提高角振动与线振动频率比值;增加轴套等定位设备,增加寿命和精度。     

再入飞行振动环境试验等效性探讨

目的提高再入体实验室模拟再入飞行振动环境的等效性,确保地面环境试验结果的可靠性。方法首先分析再入飞行过程中受脉动压力等因素影响诱发的振动环境载荷特征。其次,基于飞行实测数据,分析再入飞行振动响应的空间分布规律和频域能量分布特征。最后,将飞行试验实测数据与传统实验室振动模拟试验结果进行对比,从载荷传递规律、空间分布规律、频谱特征等方面对主要关注区域"天地"响应存在的差异进行探讨,研究实验室等效模拟再入飞行振动环境的因素。结果针对特定的再入体结构,设置有限等效响应目标点,通过对试验系统动态特性分析、夹具优化设计、试验控制方式、振动台激振模式等多方面综合研究,可以提升再入飞行振动环境模拟等效性。结论提出了以"天地一致性"为目标的工程可行措施和实验室振动试验等效原则,为再入飞行振动环境的实验室等效模拟提供了支撑。     

考虑机翼柔性影响的发动机安装系统隔振设计研究

目的研究综合考虑安装系统的隔振效率、振型解耦、机翼柔性等因素影响的涡桨发动机安装系统隔振设计方法。方法首先对二自由度系统的动力学特性进行理论推导,得出机翼柔性在安装系统隔振分析中的重要性。进一步将弹性中心理论应用于发动机安装系统设计中,获得双平面五点式安装系统主要设计变量的优选参数。为分析柔性机翼对该设计过程的影响,利用有限元和多体动力学方法建立安装系统的刚柔混合计算模型,并进行分析。结果机翼阻尼对高频共振响应影响较大,垂向刚度比大于2时,安装系统取得较好的减振效果。结论综合考虑机翼柔性及振动解耦等因素的发动机安装系统隔振设计方法可以为航空发动机安装系统的工程设计提供参考。     

拉压疲劳载荷对地面停放腐蚀影响系数的影响研究

目的研究拉压疲劳载荷对地面停放腐蚀影响系数的影响。方法首先编制加速腐蚀试验环境谱进行预腐蚀试验,随后对预腐蚀后的试验件加载拉压疲劳载荷进行疲劳试验,最后对预腐蚀疲劳试验得到的寿命进行数据分析。结果疲劳载荷无论是拉还是压,都不能改变预腐蚀后的疲劳试验寿命服从对数正态分布的性质,但是疲劳载荷以拉为主的机翼下壁板试验件预腐蚀后,疲劳寿命的分散性随试验寿命的降低而降低,而疲劳载荷以压为主的机翼上壁板结构模拟件预腐蚀后,疲劳寿命的分散性基本不变。结论疲劳载荷以压为主的机翼上壁板结构模拟件的地面停放腐蚀影响系数不随腐蚀年限的增加而变化,而疲劳载荷以拉为主的机翼下壁板试验件的地面停放腐蚀影响系数随腐蚀年限的增加而显著降低。     

粘弹性阻尼层减振与动力吸振技术对比研究

目的 实现结构振动最优控制目标.方法 基于振动控制的需求,以工程上典型的九宫格薄板为被控对象,选取合理的安装位置,通过有限元仿真进行附加粘弹性阻尼层和动力吸振器的抑振效能对比研究.结果 附加动力吸振器较附加阻尼层最大可实现69.2％的减幅比.结论 符合最优参数设计的动力吸振器在共振频率附近抑振效果更好,但粘弹性阻尼材料...     

振动-噪声复合试验控制技术研究

目的解决振动-噪声复合试验中的几个控制问题,提高再入飞行动力学环境地面模拟试验的准确性。方法对振动-噪声复合试验控制原理和载荷特征进行分析,并用试验的方法对振动-噪声复合试验实施过程中两种载荷的相互影响进行测定,用统计方法对影响程度进行评估。结果振动台运行噪声对噪声控制的结果基本无影响,噪声对振动控制结果的影响程度与控制点位置有关。噪声场中振动传感器的测量本底会明显升高,试验实施过程中应尽量将传感器安装在产品内部。结论振动-噪声复合试验中2种载荷对彼此控制的影响可能会对试验结果产生影响,但只要试验设计合理,这种影响可控制在可接受范围内。     

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。     

振动对航空电连接器的影响分析

目的 根据提高电连接器可靠性的要求,研究振动对航空电连接器的影响.方法 针对研究所的现有设备,开展电连接器的振动测试.根据厂家数据使用Solid works对某型号电连接器进行参数化建模,通过COMSOL模态分析获得接触件的固有频率,使用ANSYS Workbench对接触件进行瞬态动力学分析和谐响应分析.在不同的振动方向、振动频率和振幅下测试电连接器的接触电阻.然后,对电连接器执行对数扫频测试,以获得振动加速度对接触电阻的影响,仿真得到振幅对接触压力的影响.结果及结论 垂直振动电连接器比水平振动电连接器具有更高的接触电阻峰值.频率幅度越大,接触电阻越大.在敏感方向上,振动加速度量增大,接触电阻发生剧烈变化.     

基于模态分析的某振动试验方法改进

目的对该试验夹具进行改进设计,使试验夹具首阶模态频率大于60 Hz。方法基于模态分析方法,分别采取改进夹具结构形式和改变夹具边界条件两种改进方式进行优化设计。结果根据模态分析结果发现,夹具结构形式改进对模态频率提高的效果不明显,改变边界条件能够显著提高夹具频率。改进后试验夹具首阶模态频率为69.5 Hz,大于试验输入载荷频率范围。结论试验夹具的固有频率应避开振动试验输入载荷频率范围,避免对试验结果造成影响。     

单轴虚拟振动试验技术研究

目的 探索结合有限元和闭环随机振动控制方法搭建的随机振动虚拟试验系统是否可信,以及其限制条件,并明确下一步的工作方向。方法 搭建虚拟振动,并获得虚拟试验结果,并和实物试验结果进行比对。分别搭建随机振动控制仪模型和振动系统有限元模型,再组合成整个闭环随机振动虚拟试验系统。对振动台、夹具、产品进行有限元建模后,再根据模态试验结果对其修正。振动台、夹具、产品的有限元模型修改到位后,组合成振动系统有限元模型,振动系统有限元模型联合控制仪模型,构建闭环随机振动虚拟试验系统,并将虚拟试验结果和实物试验结果进行比对。结果 在400 Hz之前的低频段,虚拟试验结果和实物试验结果的一致性较好。结论 这种方法搭建的虚拟振动系统,在400 Hz前的低频段,可信度较好。     

有限元仿真在振动结构疲劳分析中的应用

为了对某机载产品进行结构疲劳分析,采用有限元分析软件ANSYS对产品结构进行了模态分析和随机振动分析,结合模态试验修正了有限元模型。由随机振动分析得到应力响应功率谱,最后利用频域方法计算结构的疲劳损伤。仿真结果基本吻合强化试验结果,并给出了产品结构设计改进方案。     

振动-离心复合下土工离心机的 工作模态试验分析

目的获得离心机静止及不同运行状态下的动态特性。方法通过离心机常规模态试验,采用SIMO识别方法,利用力锤产生瞬态激励,计算出激励点与响应点之间的频响函数,通过模态拟合,得到结构的模态参数(频率、阻尼和振型)。进行离心机工作模态试验,测量结构响应并经放大变换,选择2个以上参考点进行互谱分析,获得工作模态参数。结果离心机静止时前两阶模态为绕y轴和绕x轴偏摆,频率分别为3.23、9.94 Hz,本身一阶弯曲频率为11.17 Hz。不同转动加速度下,离心机一阶工作频率为转动频率;二阶工作模态振型为绕y轴偏摆,频率随着转速的升高而增大。结论通过模态试验分析,获得了该离心机静止及不同运行状态下的模态参数,可为有限元模型修正、结构设计及优化提供参考。     

燃烧室复杂结构的热振特性研究

目的提高复杂飞行器结构在服役过程中的安全性和稳定性问题。方法以复杂结构燃烧室为例,从数值模拟和试验两方面入手,研究不同工况下结构的动力学参数随温度变化的规律。结果随着温度的升高,模态频率呈下降趋势,模态阻尼呈升高、下降再升高的趋势,加热对结构的模态振型无影响。结论对于自由-自由状态的燃烧室结构,在加热的过程中,影响模态频率下降的主要因素是弹性模量的变化,热应力和几何非线性的变化可以不考虑。同时通过开展燃烧室结构的自由-自由状态热模态试验验证了数值模拟方法的正确性。     

履带车辆平台模拟试验谱的建立方法研究与应用

目的建立模拟试验谱推导方法,合理确定车载仪器设备模拟振动试验条件。方法针对履带车辆平台诱发环境实测振动数据,通过履带车辆实测振动谱环境特征分析,提出宽带随机振动背景谱叠加窄带分量作为模拟试验谱的基本谱形,并探讨相应试验量级和试验时间的推导方法。结果建立了由实测振动数据推导模拟试验谱的方法。结论模拟试验谱推导方法实用性强,依据此方法由某履带车辆实测数据得到了相应的模拟试验谱。     

基于弹性模型的飞机操纵动响应分析

目的 更好地研究飞机在操纵情况下的机体载荷和机体响应,同时验证动态响应分析模型和方法。方法 以某型飞机突风载荷分析用的动气弹仿真模型为基础,考虑机体弹性修正和气动模型修正,梳理试验试飞的舵偏数据,利用MSC软件的动气弹仿真分析模块,将试飞的舵偏数据作为输入信号,开展舵面操纵情况下的机体响应仿真,并将飞机操纵情况下的机体响应分析结果与试验试飞结果进行对比。结果 经过仿真和对比分析可以发现,分析数据和试飞数据整体吻合较好,能够较好地表征飞机的气动特性和结构动力学特性,同时在分析数据和试飞数据中均有比较明显的机体弹性响应成分。对于弹性飞机而言,除操纵造成的机体刚体响应外,机体弹性会带来额外的振动响应,对于特定的部位,这种振动可能是不可忽略的,需要根据具体情况进行详细分析。结论 这种振动响应对飞机操纵、乘客舒适性是否会产生不利影响,需要进一步开展研究工作。     

零秒脱落连接器可靠性设计及指标验证

目的 实现零秒脱落连接器高可靠的要求。方法 在产品设计中系统地开展可靠性设计与分析工作,进行设计方案优选以及设计方案优化,提高连接器的固有可靠性水平。通过分析确定连接器的薄弱环节及其可靠性特征量,并据此制定可靠性试验方案,验证连接器可靠性水平。结果 通过对可靠性试验数据进行评估,在规定的试验条件下,零秒脱落连接器发射任务可靠度的单侧置信下限值满足规定的可靠性指标要求。结论 通过将可靠性设计与分析工作融入产品工程设计过程中,在设计阶段有效地确保了连接器固有可靠性的实现。可靠性试验方案合理、可行,有效地降低了样本数量及试验成本。为相似产品的可靠性设计验证工作积累了工程经验。     

导弹飞行振动环境地面模拟试验方法

分析了导弹飞行环境的载荷特征和环境条件,指出了目前常用的试验方法在某些情况下存在的不足。简要介绍了振动-噪声复合试验方法及柔性悬挂-多点激励试验方法,并分析了其优、缺点。振动-噪声复合试验方法可更有效地模拟飞行过程中的宽频带振动环境,多点激励试验方法可对飞行过程中的面载荷进行有效模拟,采用柔性悬挂可模拟飞行过程中的自由边界。这些试验方法与传统试验方法相互补充,可更精确地模拟导弹飞行振动环境。