冲击载荷作用下液压支架的力传递分析

为研究冲击载荷作用下液压支架的力传递特性,利用ADAMS仿真软件建立了液压支架的多体动力学模型。模型中将液压支架的立柱液压缸、平衡液压缸、顶梁、前连杆、后连杆以及掩护梁等效为弹性体,用预载荷模拟正常工作条件下的静载荷,用阶跃载荷模拟基本顶断裂或垮塌时对支架的冲击力。基于此数值仿真模型,计算分析了冲击载荷作用于顶梁不同位置时液压支架各铰接点的力传递系数和各铰接点力对冲击载荷作用位置的敏感度。结果表明:冲击载荷作用位置对液压支架各铰接点力传递特性的影响不同,各铰接点对冲击载荷作用位置的敏感度也不相同。这些计算结果对于液压支架的自适应控制和等强度设计具有重要意义。

机体表面湍流边界层噪声特性及预测方法研究

湍流边界层噪声是飞机巡航过程中的主要外部噪声源,对舱内噪声水平的影响尤为重要。因此,对飞机机体表面湍流边界层噪声的研究具有重要意义。该文通过试验获得了某型民机巡航过程中的湍流边界层噪声,试飞工况为35000 ft/0.78、35000 ft/0.7、25000 ft/0.67、15000 ft/0.66。对实测数据进行分析,发现湍流边界层噪声与动压、边界层厚度等参数有关。同时,利用计算流体力学的方法得到了飞机机体表面的压力分布,并分析了压力梯度对湍流边界层噪声的影响。最后,基于工程预测方法对湍流边界层噪声进行了预测,对于不存在逆压梯度的区域,预测结果与试验结果吻合较好,仅部分频段存在一定偏差。通过对模型的参数进行优化,改善了预测结果。

主动后缘襟翼对旋翼桨毂振动载荷控制的机理与风洞试验

结合较高精度和可靠性的旋翼刚柔耦合动力学模型和旋翼自由尾迹空气动力学模型,建立包含主动控制后缘襟翼(Active control trailing edge flap,ACF)的旋翼桨涡干扰气弹耦合分析模型,开展基于ACF主动控制技术的旋翼桨毂振动载荷控制。分析旋翼前进比、ACF控制频率和初始相位对桨毂振动载荷控制效果的影响,得到桨涡干扰情况下ACF对旋翼桨毂载荷的振动控制机理,仿真分析表明,在前进比为0.15时,3倍频的ACF最佳控制相位为300°,4倍频的ACF最佳控制相位为270°,前进比为0.12时,4倍频的ACF最佳控制相位变为190°。研究得到ACF控制规律如下:ACF在桨盘50°~80°方位为最小正偏角时可以有效降低桨毂振动载荷;而当ACF在桨盘50°~80°方位为最大正偏角时不利于桨毂振动载荷的控制。基于此控制规律,在ACF旋翼风洞试验台上开展ACF开环控制的验证试验。结果表明,试验数据与仿真计算规律相吻合,提出的ACF控制策略对前进比为0.12和0.15的来流工况下的旋翼桨毂振动载荷均可实现有效降低。