贴敷宏纤维复合材料片的飞机壁板振动响应预测

传统的有限元模型存在计算成本高、黑箱操作多、缺乏自主知识产权等问题。采用解析法研究基础谐波激励下贴敷宏纤维复合材料(MFC)片的飞机壁板振动响应的预测问题;基于经典层合板理论、机电耦合本构方程和能量法,建立基础谐波激励下MFC-壁板的解析模型;利用速度反馈法和模态叠加原理,实现对该激励条件下结构系统在主动控制前后振动响应的求解;结合文献和组建的振动测试系统获得的实验数据,对该解析模型及其预测结果进行详细验证。结果表明:相较于文献结果,模型等固有频率计算偏差最大不超过2%,模型预测获得的前两阶共振响应的最大误差不超过8.6%,均在误差允许的范围内。

飞机地面振动试验激振方案优化与工程验证

地面振动试验是飞机型号研制与强度验证中的重要环节,在试验设计阶段一个合理的激振方案能够显著缩短后续试验周期,提升模态辨识精度。基于飞机有限元模型采用QR分解对激振位置进行考虑试验目标的全局规划,进而引入模态参与对激振点布置方案的激振效率进行定量评估,同时针对密集模态测试问题,采用多变量模态指示函数对激励力矢量进行优化,并将上述方法应用于小型通用飞机地面振动试验中,验证优化后激振位置规划方案及密集模态识别方法的工程应用效果。结果表明:本文采用的激振方案优化方法能够显著提升试验效率,降低了密集模态辨识难度,具有较高的工程应用价值。

飞机螺旋桨低噪声多学科优化设计与试验验证研究

为进一步降低飞机螺旋桨气动噪声,针对飞机螺旋桨开展综合考虑气动、噪声和结构强度的低噪声多学科优化设计与试验验证。采用基于涡格法的升力面理论进行螺旋桨气动性能计算,基于Hanson频域远场噪声计算方法进行螺旋桨远场噪声评估,2种计算方法都通过与试验对比验证精度,由此组成螺旋桨气动-噪声联合算法;以桨叶沿叶高分布的弦长、安装角和侧掠为设计变量,充分考虑桨叶结构强度对设计变量的约束,以螺旋桨推力、效率不降低和远场噪声降噪最大为优化目标;优化桨叶通过了离心载荷试验、气动载荷试验、动态特性试验等强度试验;在气动声学风洞内完成了气动与声学性能验证,优化螺旋桨相比原始桨气动性能基本保持不变,优化螺旋桨在设计工况的1阶离散分量处的远场气动噪声峰值降低2.7dB,较小推力下降噪量最高可达4dB,2阶离散分量处也有明显的降噪效果。提出的方法同时满足气动、噪声和结构强度要求。

基于人体主观振动舒适性的飞机结构减振设计研究

飞机舱内局部区域振动水平较高会直接影响乘坐的舒适性。本文首先采用ISO2631-1:1997(E)国际标准对飞机舱内振动舒适性进行评估,基于实测谱开展了人体振动舒适性主观评价试验,并通过主观反馈结果确定了减振设计的目标频带。其次,设计了一种隔振装置用于隔离作用于起落架舱内的气流脉动压力,并通过有限元仿真计算验证了减振效果。最后,通过人体振动舒适性试验验证了减振措施的主观体验效果,统计结果表明,接近90%的受试人员都表示"没有不舒适",证明了减振措施的有效性。

窄带随机激励下加筋板的振动疲劳寿命研究

为研究航空常用的铝合金加筋壁板构件在动态载荷环境下结构的响应特性,分析该类结构件在振动特别是在共振频率附近的窄带随机环境下,不同加筋高度对结构件寿命的影响规律,通过扫频试验获取试验件一阶共振频率,基于一阶共振频率设置试验载荷谱,并采用监测试验件响应以及测点速度功率谱密度的变化规律分析试验件疲劳寿命。结果表明,筋条高度对试验件寿命影响显著,但并非简单的线性关系。

一种航空发动机涡轮导向器叶片热冲击试验系统设计

航空发动机涡轮导向器叶片是发动机热端部件受热最严重的构件之一,在研发设计过程中,需要开展大量的热冲击试验。本文利用丙烷-氧气燃烧产物参数和航空煤油燃烧产物参数较为接近的特点,研发了一套考虑叶片内部主动气流冷却的涡轮导向器叶片热冲击试验系统,能够低成本并且较为真实地还原涡轮导向器叶片外部加热内部冷却的受热特征。

类星型手性超材料超宽带隙特性研究

振动和噪声的抑制一直是工程中的重要问题,而超材料在实现减振降噪方面具有良好的应用价值。基于传统空心星型超材料,添加手性结构特性,设计一种新型的空心类星型手性超材料,并在其基础上进一步演化出实心类星型手性超材料。通过振动模态分析带隙产生机理和不同结构参数对带隙的影响,通过频散曲面、波传播方向、群速度和相速度等研究弹性波在结构中的传播特性,并研究有限周期结构的传输特性。结果表明:实心类星型手性超材料可以产生宽度为5116 Hz的超宽带隙,带隙形成主要是由于凹角星和韧带的旋转振动耗散了弹性波能量,内凹角α的减小以及韧带与水平方向的夹角θ的增大使得最宽带隙的宽度增大;有限周期结构在其带隙范围内可以产生明显的位移幅值衰减,该新型超材料具有良好的隔振性能。

飞机典型金属结构振动疲劳损伤信息获取方法研究

飞机结构在飞行过程中承受振动载荷的影响,极易受到疲劳损伤乃至破坏。为获得有效的损伤时间与破坏时刻,有必要利用合理的测试手段去获取损伤信息。本文研究了材料损伤引起的结构参数变化,根据具体参数选用适合的测试手段,得出以下结论:(1)金属结构在损伤过程中存在能量耗散现象,可以通过采集材料表面温度与内部能量获取损伤信息;(2)通过真实试验确定了红外热成像法、声发射探伤法、共振驻留法等测试手段的损伤判据。

直升机操纵杆系振动疲劳试验研究

针对直升机操纵杆系支座的断裂故障,采用仿真与试验相结合的方法对某型直升机操纵杆系组件进行故障复现,提出一种考虑频率耦合效应的振动疲劳分析方法,为操纵杆系支座结构的抗振动疲劳优化设计提供了数据支撑。通过动力学仿真分析,确定了试验载荷的加载方向和结构危险位置。通过合理的试验规划,分析了不同载荷量级和不同结构特性对系统振动疲劳寿命以及破坏模式的影响。研究结果表明:在考虑频率耦合效应时,结构振动疲劳寿命对载荷量级的敏感性更高,且结构振动的时域响应中会出现明显的强共振区,强共振区在裂纹扩展过程中出现的时机对结构破坏模式有重要影响。

仿生学锯齿桨叶降噪效果试验研究

以仿生学结构改善发动机的气动性能和噪声水平是当前绿色航空的研究热点,对控制对转螺旋桨的气动噪声具有重要的工程应用价值。本文通过地面声学环境下的气动噪声试验研究了仿生学锯齿结构对转螺旋桨的降噪特性,并测试了锯齿结构桨叶和基准桨的拉力、扭矩等气动性能和远场噪声指向性。试验结果表明,所设计的锯齿结构没有引起基准桨的气动性能损失,可以在保持气动性能的同时开展降噪设计。锯齿结构在4000~12000Hz频率区间,没有改变基准桨叶的噪声指向性特征,最大降噪量超过5dB;在所测转速工况的一阶通过频率、二阶通过频率处没有明显的降噪效果。这进一步说明锯齿结构对宽频噪声有降噪效果,对低频段的离散噪声降噪效果不明显。

基于声阻抗匹配理论的弹性吸收体研究

基于时域耦合模型理论的吸收体研究,不适用于所有模型,且基于此理论的设计过程复杂,难以在工业工程得到广泛应用。因此提出一种基于声阻抗匹配理论的弹性吸收体的研究方法,并通过理论计算、数值仿真以及实验对吸收体的吸收曲线进行验证。结果表明:本文提出的方法能够快速、简便地实现弹性吸收体的结构设计,无需额外附加阻尼材料,更有利于满足航空工程中对于结构轻量化的要求,为振动波吸收领域,尤其是弯曲波的高效吸收和减振设计研究带来了新的可能性。

飞行器舱室内壁蛛网仿生薄膜声学超材料设计

飞行器舱室内部噪声对乘员及飞行操控和通信构成了显著威胁,薄膜声学超材料(MAM)在满足轻量化要求的同时具有出色的降噪性能,能够满足航空工业领域对降噪和飞行器重量的双重要求。受蛛网启发,本文通过结合膜、框和一组振子设计了一种仿生薄膜声学超材料。计算和试验结果表明,仿生模型的振子质量减少了19%,降噪带宽扩展了61%。此外,本文研究了三种设计参数(薄膜形状、振子位置和模型大小)对结构降噪性能的影响规律,并分析了其多级反共振模态。结果表明,圆形模型在降噪性能上优于两个方形模型。当振子位置在半径比为0.54时,可获得最佳的降噪性能。模型在尺寸减小时仍有较大的降噪效果,但当尺寸增大时有失效的可能。非固定框在2×2阵列模型中有助于形成反共振模态,而在3×3阵列模型中作用则相反。根据不同的频率需求调节设计参数,能够适配于飞行器内部复杂、多变的噪声环境。

面向涡桨飞机座舱的多通道主动噪声控制算法改进

目前主动噪声控制(ANC)领域应用最广的控制算法是经典FxLMS算法及其改进算法,该类算法在应用于涡桨飞机座舱这类大空间、大范围的噪声控制时,算法的计算量会随着ANC系统通道数的增加而迅速膨胀,算法的实时性难以满足。连续局部迭代FxLMS(SPU-FxLMS)算法有效解决了这一问题,但其收敛性能弱于FxLMS算法,本文针对SPU-FxLMS算法收敛慢的问题进行改进,使得该算法在运行初期能够以较快的速度收敛,在收敛至平稳状态后以低计算量持续运行,并对改进算法进行理论推导和仿真分析。结果表明:该算法在进一步降低计算量的同时,还具有良好的降噪性能和鲁棒性,工程应用前景良好。

短舱耐温声衬声学试验系统设计与试验研究

为了研究耐温声衬的声学特性,针对发动机短舱耐温声衬的应用环境,设计并研发了能够基本模拟风扇噪声、切向流和高温等典型工况特征的耐温声衬声学性能试验系统,设计频率为0.5~16kHz,最大声压级为140dB,最大周向模态为10阶,最大切向流速度为0.7Ma,最高背板加热温度为200℃。提出了耐温声衬声学性能试验方法,对钛合金环形耐温声衬开展了声学试验,验证了试验系统并获得了背板加热和切向流对声衬降噪特性的影响规律,研究结果表明:声衬背板加热和声衬表面切向流都会导致耐温声衬降噪性能衰减,当背板温升至200℃时,降噪量降低7.5dB,当切向流速度增加至0.3Ma时,降噪量衰减13.7dB。

中功率涡桨发动机减振系统设计与试验研究

针对涡桨飞机发动机振动严酷的问题,利用氢化丁腈橡胶设计了一种中功率涡桨发动机减振系统,基于Workbench ANSYS软件研究了含橡胶实体单元的减振系统动力学建模分析方法;再以加速度传递率为隔振性能评价准则,设计了中功率涡桨发动机减振性能试验系统,通过试验研究减振系统的减振性能。结果表明:在小变形假设下利用橡胶材料硬度估算其弹性模量,由线弹性模型模拟橡胶材料开展减振系统动力学仿真分析,仿真分析结果与扫频试验结果误差小于10%;通过随机振动试验测得减振系统对发动机1阶窄带激励的隔振效率大于70%,对2阶窄带激励的隔振效率大于85%,设计的减振系统对发动机窄带激励具有优良的隔振效果。

地面声学环境下的无人机螺旋桨气动噪声试验

为了研究某无人机螺旋桨在地面起飞工况下的气动噪声,研制了螺旋桨气动噪声试验平台,在地面声学环境下开展了螺旋桨的气动噪声试验,获取了螺旋桨的气动性能和远场噪声特性,分析了拉力、扭矩等气动参数和远场噪声指向性等随螺旋桨转速、桨叶角的变化规律。结果表明:拉力、扭矩等气动参数随着转速、桨叶角的增大而增大;远场噪声最大的区域随着螺旋桨转速和桨叶角的变化而移动;所建立的试验平台和方案可以为飞机螺旋桨的气动噪声评估和优化提供帮助。

多孔材料声学参数辨识及其在双层板结构声学设计中的应用

基于Biot理论,采用JCA(Johnson‑Champoux‑Allard)模型,依据多孔材料声学参数辨识技术,对玻璃纤维材料棉(玻璃棉)进行声学参数识别。将辨识结果引入双层板结构传声损失预计中,提出一种改进的FE‑SEA(Hybrid Finite Element‑Statistic Energy Analysis)建模思路。对双层板结构进行隔声测试,并将FE‑SEA预计结果与试验结果和SEA(Statistic Energy Analysis)结果分别进行对比分析。研究结果表明:基于声学参数辨识技术进行玻璃纤维材料棉声学参数识别是可行,可有效减少试验项目与次数;将识别参数引入改进的FE‑SEA模型中进行双层板隔声预计,所得结果与试验结果吻合良好。因此,可选用声学参数辨识技术对多孔材料声学参数进行识别,并作为数值计算的输入参数,进行含多孔材料结构的声学设计。

涡桨发动机安装系统振动传递特性测试及分析

涡桨发动机一般采用隔振系统将发动机安装于安装框架上,由安装框架与隔振装置组成的涡桨发动机安装系统的传递特性的测试及分析对于涡桨发动机的减隔振安装设计有重要作用。以某型涡桨发动机安装系统为研究对象,设计专用的发动机假件用于模拟发动机质量、惯量、各安装接头位置和结构形式,专用的隔振系统(减振器及安装框)将各安装构件进行安装,专用的固定装置将发动机隔振系统及发动机假件固定在承力墙上。并采用静动联合加载技术在试验室环境下模拟发动机推力及振动载荷,得到发动机刚体模态与安装系统隔振效率。结果表明:在1阶通过频率处,除滚装状态外,发动机5个自由度方向的隔振效率均在80%以上;侧向/垂向激励下,该隔振系统减振器隔振效率均超过80%,符合相关标准及型号需求。同时,本文形成的试验及分析方法可指导后期外场台架试验研究,并为型号研制奠定技术基础。

高超声速飞行器地面颤振评估技术研究

针对高超声速飞行器飞行过程中颤振边界变动范围大、试验测试难的问题,本文开展了考虑气动热效应的翼面结构地面颤振试验技术研究。首先基于工程法对结构所受的气动加热进行了分析,在此基础上开展了结构的热颤振特性评估并作为地面颤振试验结果的参考标准。考虑实际飞行中结构温升效应影响,建立了基于多工况点的气动力综合优化降阶算法,确保了整个温升过程的气动力模拟的精度。通过建立基于模糊逻辑比例、积分和微分(Proportional integral derivative,PID)控制的多点协调控制系统,实现了温升过程中时变系统的激振力控制器设计。最终搭建了地面颤振试验系统,按照典型飞行状态对结构的热颤振特性进行了测试,试验测试结果与仿真结果对比相对误差约10%。

旋转叶片-机匣碰摩分析方法与试验技术研究

目的较为深入地认识高速旋转转静子之间碰摩故障及碰摩机理。方法采用冲击动力学分析方法,建立考虑机匣柔性的转子-盘片-机匣碰摩有限元模型,对旋转叶片-机匣碰摩的动力学行为、局部细节特征以及转静子的振动响应进行研究,并将仿真分析结果与碰摩物理试验结果进行对比分析。结果发现其吻合性较好,证明了该仿真分析模型和仿真分析方法能够很好地描述旋转叶片-机匣之间碰摩动力学行为,以及该物理试验的有效性。在此基础上,对影响碰摩响应的不同参数进行深入研究,发现转静子之间间隙、相对运动速度和刚度比对于碰摩响应均有较大影响,得出了一些有效解释和预测碰摩故障现象的原理和规律。结论其研究方法和研究成果可以为旋转机械碰摩故障的诊断和预测提供一定的参考。