某型飞机进气道在噪声环境中的振动疲劳分析

某型飞机进气道常出现蒙皮裂纹、铆钉松动及掉铆钉头等故障,给飞行安全带来隐患.研究发现,此类故障是进气道在强噪声环境下,噪声脉动压力引起的结构振动疲劳损伤.应用阻尼层可降低强噪声对进气道蒙皮和铆钉的破坏.发动机地面试验结果表明,进气道阻尼层的应用显著降低了蒙皮壁板的振动量级.     

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。     

正弦振动试验中的共振利用

实验室通常采用电动振动进行正弦振动试验来考验部件的疲劳特性,然而电动式振动台有其局限性。为了实现电动式振动台高加速度正弦试验,利用共振原理设计了振动台共振板夹具。通过试验验证,说明了方法的实用性和有效性。     

某型飞机起落架舱上蒙皮振动测量与分析

目的研究起落架舱上蒙皮裂纹原因。方法通过建立起落架舱有限元模型,进行固有频率特性计算,同时空测故障区域蒙皮的振动加速度以及动应力,对起落架舱蒙皮的振动情况进行分析。结果起落架舱三角区故障区域振动量级大于非故障区域,起落架舱三角区振动功率谱密度最大值的频率区间在200~500 Hz的中频频段,起落架舱三角区结构振动的幅值与飞机的法向过载Ny密切相关,静载大概是动载的100倍。结论飞机机动过载产生的静载远大于振动产生的动载,起落架舱三角区故障区域以静载为主,是造成裂纹的主要原因。     

直升机蒙皮典型结构有机涂层防护性能在模拟高原大气环境中的变化

目的评价服役于高原大气环境中的直升机蒙皮典型结构及其防护体系的防护性能。方法通过模拟高原大气环境加速试验方法再现直升机蒙皮典型结构防护体系实际服役过程中出现的损伤,利用扫描电镜对表面微观形貌进行观察,采用电化学阻抗谱测试研究有机涂层阻抗的变化。结果在实验室加速试验中,蒙皮试验件螺钉周边先出现局部腐蚀,之后腐蚀产物又逐渐减少,而铆钉周边经过多个周期后腐蚀产物都没有显著增多。螺钉中间区域有机涂层电化学阻抗模值直至第8个周期后与原始情况相比才大幅度下降,而铆钉中间区域有机涂层电化学阻抗模值在试验中多次明显下降。结论铆钉周边的有机涂层经过多个周期加速试验仍具有阻挡腐蚀性介质的作用。与螺钉结构的情况相比,铆钉中间区域有机涂层防护性能退化显著。     

飞艇蒙皮缝线光老化试验研究

目的研究飞艇蒙皮缝线的光老化规律并确定其有效期。方法在辐照强度为0．35w／m^2@340nm,温度为77℃,相对湿度为70％,2h内照射1．5h、喷淋0．5h的条件下,采用氙灯光照进行30天的加速老化试验。通过测量飞艇蒙皮缝线试验后的断裂强力,计算得到飞艇蒙皮缝线的断裂强力下降率,评定蒙皮缝线的抗老化性能。结果经过16天的光老化试验,飞艇蒙皮缝线的断裂强力下降率达20%;试验30天后,缝线出现明显裂纹,断裂强力下降率达80％。结论随试验时间的增加,飞艇蒙皮缝线的力学性能下降的速率逐渐增大,飞艇蒙皮缝线在试验条件下的有效期为16天。     

冲击基本设计试验条件对机载外挂的适用性分析

借助冲击响应谱理论,分析了GJB150.18系列标准中规定的飞行器设备冲击基本设计试验条件和机载外挂物着陆冲击试验条件的等效关系,理清了冲击基本设计试验条件考核机载外挂物的适用性问题,提出了机载外挂物挂机飞行、着陆过程中冲击环境的考核方法。     

冲击基本设计试验条件对机载外挂的适用性分析

借助冲击响应谱理论,分析了GJB 150.18系列标准中规定的飞行器设备冲击基本设计试验条件和机载外挂物着陆冲击试验条件的等效关系,理清了冲击基本设计试验条件考核机载外挂物的适用性问题,提出了机载外挂物挂机飞行、着陆过程中冲击环境的考核方法。     

平流层飞艇昼夜驻空蒙皮热特性研究

目的分析平流层飞艇蒙皮在不同空速下的热特性,为平流层飞艇蒙皮材料的选择以及其驻空性能的分析提供参考和指导。方法基于CFD数值分析方法,建立外部热源模型,囊体内部自然对流和囊体外部强迫对流分析的综合方法。通过数值仿真分析典型飞艇在不同空速下的热特性,得出飞艇囊体内部的氦气平均温度随着热环境的周期变化,会产生周期性变化。结果在1m/s的较低空速下,飞艇昼夜氦气温差达到46 K,蒙皮昼夜最小温度出现在晚上,约为180 K,最大温度出现在正午时分,温度约为280 K。在10 m/s的空速下,飞艇昼夜氦气温差达到29 K,蒙皮昼夜最小温度约为190 K,最大温度为280 K。结论在飞艇设计中,蒙皮材料选择时考虑温度的影响。所建立的热分析方法以及得到的热特性,可为平流层飞艇蒙皮材料的选择提供参考和指导。     

某型液体发动机高空环境局部失效和改进分析

通过对某型液体发动机高空环境下局部产品失效问题进行分析,得出了产品失效原因和形成过程。按照不同的需求,针对性地提出了改进措施,提高了发动机高空环境下工作的可靠性和环境适应性,通过实际飞行试验予以验证。     

内埋弹舱典型结构振动响应分析与试验验证

目的提高隐身飞机内埋式弹舱结构,在武器发射时由于气流的强烈扰动产生极高的噪声和结构振动环境下的使用寿命。方法选取内埋弹舱典型结构进行随机振动响应分析,根据分析结果确定加速度传感器和应变花布置位置,并进行地面振动台振动试验验证。结果频率计算结果与扫频结果较为接近,加速度计算结果与试验结果最大误差为23.2%,应力计算结果与试验结果的平均误差基本在20%以下。结论试验前后试验件未发现工程目视可检裂纹等破坏现象,达到了规定的抗振能力,表明内埋弹舱采用的加筋结构形式合理,有限元计算结果能够满足动强度在工程上的计算精度要求。     

民用飞机机载设备振动试验要求和应用分析（二）

阐述了民用飞机机载设备振动环境的特点和振动试验分类,归纳和汇总了DO 160 F/G中的各类民用飞机机载设备的振动试验要求,包括振动谱、振动量值和试验持续时间等,并进行了分析和说明,以便于查阅和使用。最后对民用飞机机载设备振动试验方法的应用进行了概括,介绍了民用固定翼飞机的机载设备振动试验要求,按设备在机上的区域不同进行分类,详细地对比说明各个位置上设备的振动试验要求;介绍了民用直升机的机载设备振动试验要求。     

阻尼减振技术在某型飞机短舱尾罩裂纹中的应用

目的针对某型飞机短舱尾罩振动情况开展研究,制定不对结构进行颠覆性改进短舱尾罩裂纹问题的解决措施。方法对短舱尾罩处的振动情况进行测试,分析短舱尾罩裂纹形成的原因,利用阻尼减振技术的原理选择适合的阻尼材料和处理方式,通过振动测试验证改进效果。结果采用阻尼减振技术后,振动水平最大降低约83%,峰值个数明显减少,对易产生蒙皮裂纹的大于150 Hz、0.8 g以上的振动具有有效的抑制作用,能够有效提高蒙皮结构的使用寿命。结论短舱尾罩蒙皮结构采取阻尼层减振处理的方法基本解决了短舱尾罩裂纹问题,同时也给解决振动引起的类似问题提供了解决思路。     

典型机载设备加速振动试验应用方法研究

目的为了提高加速振动试验方法在高新军用装备中工程化应用的准确性和可操作性。方法由于在合理的加速等级下,较大的振动能量可能导致试件局部振动疲劳累积损伤机理发生改变,因此在传统加速振动试验中充分评估结构试件的频率响应特性,得出一种修正的加速振动试验方法。首先结合计算机辅助分析手段对试件进行模态分析及频率响应分析,识别试件的薄弱部位。其次利用结构动力学特性测试手段,对薄弱部位的实测动态特性进行分析,并对超出加速响应限的加速度幅值进行修正。结果以典型的机载设备结构作为研究对象,将试件薄弱部位的频率响应幅值控制在合理的放大系数范围内,保证加速破坏机理的一致性,修改后加速振动试验结果与长周期正常等级振动试验结果特征一致。结论该方法符合国军标中振动试验方法的有关规定,可在装备研制过程中对设备结构部件的加速振动试验加以工程化应用。     

某异型结构振动夹具的设计及试验验证

目的完成某异型飞行器的振动夹具设计。方法对初步设计的夹具进行有限元模态仿真计算、传递均匀性仿真计算,结合仿真计算结果,有针对性地对夹具进行设计改进。经仿真计算,设计改进后夹具满足设计固有频率及均匀性要求。结果夹具固有频率的试验结果与仿真计算误差约为7%,均匀性也较吻合。结论验证了仿真计算结果的正确性、设计的合理性,该异型飞行器振动试验进一步验证了该夹具传递特性也较好。     

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。     

基于短时傅里叶变换的飞行器故障振动信号分析

目的对某飞行器出现故障时的振动信号进行分析,为故障定位提供依据。方法将短时傅里叶变换方法应用于飞行振动信号分析,通过计算故障振动信号和正常振动信号的短时傅立叶变换谱,获取两者之间的不同时频特征。通过分析包括发动机工作、外部气动激励、设备工作、电气干扰在内的各种影响因素的时频变化特征,与故障振动信号的时频特征对比,为故障定位提供依据。结果故障振动信号的时频特征表现为飞行中期突发出现的某一频率的倍频振动响应,且振动频率随时间增加逐渐增大,分析表明只有发动机异常工作才具有此特征。结论短时傅里叶变换可以有效地获取飞行振动信号的时频特征,可以更深入地了解不同振动影响因素的时频特征,为飞行故障定位分析提供了新途径。     

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。     

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。