一种新的振动叠加气动耦合加载技术

飞机机动飞行时,机体结构受到随机振动叠加气动的耦合载荷作用,有可能迅速产生破坏。为了考核在这种振动环境下飞机的结构强度及使用寿命能否达到设计要求,需要提供有效的地面试验验证手段和可靠的试验数据。本文研究了一种振动叠加气动的耦合载荷加载技术,通过液压球头传递振动载荷,同时通过气囊施加气动载荷,并设计进行了原理性验证试验。试验结果表明,这种耦合载荷加载技术可以避免过多改变试件自身的振动特性,同时可精确实现振动叠加气动的耦合载荷加载,真实模拟试验件的振动工作环境。此项技术可应用于现代战机的地面结构强度研究。     

随机振动载荷动力学等效的一种工程实现方法

利用实验室振动加载技术来等效模拟实际工况的随机振动载荷,以研究结构的振动环境适应性,是工程界通用的做法。文中讨论了随机振动载荷动力学等效的过程与方法,针对小阻尼稀疏模态结构,给出了基于结构振动响应等效的随机振动载荷等效关系的工程应用表达式和评价等效载荷对疲劳损伤影响的方法。简支梁数值模拟表明,通过文中方法设计的等效随机振动载荷,不仅可以获得变化不大的结构响应,而且疲劳损伤等效结果也可以满足工程应用精度要求。     

一种用于振动疲劳试验研究的典型翼面模拟件

为开展飞机典型翼面结构振动疲劳问题及相关试验技术的研究,参考某型飞机垂尾翼面设计了其模拟件。在有限元分析软件Abaqus中建立其有限元模型,进行该模拟件的动力学分析和优化,使其模拟某飞机垂尾的前三阶模态。结合模态振型分析,给出一种确定单点振动载荷最优加载点的方法。窄带随机试验结果表明,模拟件达到了设计要求,可以用于某飞机垂尾翼面振动疲劳问题及相关试验技术的研究。     

层合板结构元件动态S-N曲线的测定方法

在确定了飞机壁板结构的动力学特性后,为预计其声疲劳寿命,传统的方法必须采用飞机壁板结构的典型结构件并通过高声强行波管试验获得这种结构的声疲劳S-N曲线.为减少试验时间和费用,利用振动台获取典型层合复合材料结构元件的振动S-N曲线以代替声疲劳S-N曲线.根据典型复合材料的飞机蒙皮壁板结构形式,利用加筋复合材料层合板设计了用于振动试验的两种结构形式的梁元件.为获得准确的试验结果,试件模拟了实际的连接形式,并用于得到εrms-N振动试验中.所有试件的试验采用相同的振动激励谱形,并在不同的随机振动量级进行试验,利用最小二乘法拟合得到的εrms-N数据.这种测试方法可用于飞机结构抗声疲劳设计的实践中.     

涡桨飞机整机振动响应预计与乘员舒适性评估

为了在设计阶段预估涡桨飞机的振动水平并分析舱内振动环境的影响,亟需建立一套全机级振动响应预计与评估技术。从人体舒适性和健康风险指标出发,建立涡桨飞机振动控制设计流程,识别关键环节及要素。研究解决振动载荷获取、振动分析模型建立、振动响应计算、舱内振动环境评估等核心问题。通过全机地面共振试验和缩比模型振动响应测试风洞试验结果,验证了整机振动分析模型和振动响应计算方法的准确性。所建立的方法、实施流程和途径可为涡桨飞机的振动控制正向设计提供参考。     

金属连接导管振动疲劳极限测试方法研究

为确定滚压和焊接钛合金导管的振动疲劳极限寿命,采用HB5277-84规定的振动疲劳试验方法和失效准则。分别利用激光位移传感器和电阻应变片测定了试件的第一阶频率和规定加速度载荷激励下的试件悬臂端位移及试件根部的应变。试验发现：对于具有连接特性的试件在进行定频振动疲劳试验初期,试件第一阶响应频率快速下降,此时试件并未发生裸眼可见破坏和裂纹。为满足产品定寿要求,采用逐级增加试验载荷进行扫频振动试验,直至试件频率稳定以及根部应变和端部位移达到试验要求后,再进行正式定频振动疲劳试验,仍采用依据频率下降1%作为失效准则完成了所用规定试验。     

基于真空吸盘的新型振动加载技术研究及应用

传统的振动加载技术,试件通过刚性夹具与振动台台面进行连接,刚性夹具采用螺栓与振动台台面和试件进行连接。一些试验要求振动加载装置的连接不能破坏试件结构,传统的螺栓方式不能满足要求。本文研究了一种基于真空吸盘的新型振动加载技术,振动加载杆通过真空吸盘吸附在试件表面。该项技术已在垂尾结构的动态疲劳试验中得到应用。应用实践证明,这种基于真空吸盘的振动加载技术方便、可靠、安全,弥补了传统加载方式的不足。     

单向双筋板结构件共振疲劳试验及分析

航空航天领域广泛存在着振动疲劳问题,严重危及飞行器结构的安全可靠性。本文首先设计了激振器直接作用于试件的力激励振动疲劳试验系统,并提出了跟踪结构共振频率的频带激励共振疲劳寿命测试方法;而后利用试件进行了频带激励下的定应变共振或定载荷共振结构振动疲劳试验;最后针对试验结果分析与讨论了可能影响结构振动疲劳寿命的各种因素。结论表明,试验结构件的边界条件、初始条件以及结构动力学特性等都可能是影响振动疲劳寿命的关键因素。频带激励共振疲劳试验方法为振动疲劳寿命曲线的测试积累了经验。     

气动环境下结构噪声载荷谱编制方法

目前针对既受气动静压力又受声载荷的结构,试验考核时大部分是静强度与声疲劳寿命分开考核,但是气动静压产生的拉伸平均应力会影响结构的声疲劳寿命,本研究提供一种气动环境下结构噪声载荷谱编制方法,将气动静压对结构寿命的影响等效到声载荷中,便于在实验室中进行疲劳寿命验证。通过有限元研究了气动静压对结构振动特性和响应特性的影响,计算得到了不同压力情况下结构的振动特性,并且得到了气动静压与声载荷联合作用下结构的响应,根据相应材料的随机S-N曲线计算得到不同静压下结构的声疲劳寿命,得出了气动静压达到一定值会严重影响结构声疲劳寿命的结论。随后利用修正Goodman公式将平均应力非零状态的动应力转化为零平均应力时的动应力,然后根据损伤等效关系将气动静压对结构寿命的影响等效到声载荷中。研究给出了气动环境下结构噪声载荷谱编制方法。     

基于DEM-FEM耦合方法的海上风机结构冰激振动分析

冰载荷是海上风机在寒区安全运行的重要影响因素之一,由其引发的冰激振动给风机结构带来了严重的危害. 本文通过离散元(discrete element method, DEM)-有限元(finiteelement method, FEM)耦合方法建立了寒区单桩式风机结构的 冰激振动模型.采用具有粘结-破碎性能的球体离散单元描述平整海冰损伤破坏行为,采用梁单元和三角形平板壳单元构造带有抗冰锥体的单桩式风机有限元模型.采用DEM-FEM耦合方法模拟不同冰速、冰厚条件下单桩式风机与平整冰相互作用过程,并且与IEC规范和ISO标准经验公式对比验证该耦合模型计算冰载荷的准确性.对比风机塔筒顶端和基础顶端的位移和加速度响 应时程,定性地给出风机结构不同部位振动响应行为差异性.风机不同部位动力特性差异原因为风机结构独特结构特点:下部为大刚度桩基和上部为高柔度塔筒,使其动力特征表现为主从式结构特性. “主-从式结构”特征使得结构在复杂的冰载荷作用下,风机塔筒(子结构)和桩基(主结构)表现为不同的响应行为,风机不同部位振动周期和加速度谱两者出现差异. 本文研究成果为海上风机抗冰设计和疲劳分析提供了有益参考.      

Postbuckling behavior of composite-stiffened-curved panels loaded in compression

In this paper, a methodology is developed for the design of a weight-efficient, composite, curved-stiffened panel, loaded in compression well beyond the initial buckling load. A stiffened fuselage panel is designed to satisfy typical design load criteria for the moderately loaded sections of a typical fighter aircraft. Several stiffened panels are fabricated. Some panels are tested to determine experimentally the static strength and the remaining panels are subjected first to severe fatigue loading and then tested statically to determine the effect of fatigue loading on the postbuckling strengh. The experimentally observed behavior is compared with analytical predictions. The weight efficiencies of buckled and unbuckled construction are also compared.     

考虑舞动和微风振动的复合横担疲劳评估

复合横担在实际运营环境长期荷载作用下的疲劳性能是影响其向不同电压等级输电线路大范围推广应用的关键因素，准确的预测和评估复合横担在典型运营荷载下的疲劳寿命是确保其在服役期内安全、可靠运行的重要保障．本文以目前国内最具推广应用前景的双柱斜拉式复合横担为研究对象，对输电线路发生导线舞动、微风振动时横担的受力情况进行分析，借助有限元软件ANSYS，进行了复合横担的静动力特性分析，得到了横担上危险点的应力时程曲线，最后结合材料的S-N曲线利用Miner线性累积损伤理论评估了复合横担的疲劳寿命．结果表明，复合横担在不同舞动工况下的失效破坏模式以及疲劳寿命完全不同；当输电线路中存在一个半波的舞动时，由于舞动幅值过大，复合横担一般发生静力失效破坏；在不考虑任何防震系统的前提下，当发生偶数个半波舞动时，耐张塔复合横担的使用寿命在5.1年以上，其在微风振动情况下的平均使用寿命可达30年．     

DYNAMIC LOAD CHARACTERISTICS OF ARRESTING HOOK SWINGING ALONG ARRESTING CABLE IN CARRIER-BASED AIRCRAFT

针对舰载机钩偏着舰时拦阻钩沿拦阻索侧向滑摆运动,运用仿真与理论分析结合的方法,通过调整拦阻钩侧向动载荷的振动频率范围,具体研究了飞机机身动载荷特性。结果表明,在2 Hz, 10 Hz,20 Hz 等振动频率附近,机身会受到严重的载荷情况。结论可供机体结构刚度、钩头减摆等性能优化设计参考。     

温度-随机载荷下CFL加固RC梁疲劳性能的实验研究

考虑亚热带地区公路桥梁的服役环境温度与车辆载荷的作用效应,本文以碳纤维薄板(CFL)加固钢筋混凝土(RC)桥梁结构为研究对象,利用本课题组构建的实验平台,提出了温度与车辆随机载荷耦合作用下CFL加固RC梁的疲劳实验方法。在3个温度和3个载荷水平下实施了温度-随机载荷耦合作用下的三点弯曲疲劳实验,初步探讨了温度-随机载荷作用下加固梁的疲劳破坏机理,并提出了温度-随机载荷耦合下加固梁疲劳寿命的半经验公式。     

透平转子的可靠性设计

介绍透平转子的可靠性设计方法。该方法以传统的转子强度和振动的设计方法为基础,把透平转子的静应力、材料静强度、应力幅、尺寸系数、表面加工系数、应力集中系数、材料疲劳极限、热疲劳累积损伤程度、材料低周疲劳程度、蠕变寿命、固有频率、激振力频率、不平衡响应等处理为随机变量,使用机械概率设计法确定转子设计的可靠度。文中给出了透平转子静强度、疲劳强度、热疲劳、蠕变寿命、避开弯曲共振、避开扭转共振和限制不平稳响     

航天器与运载火箭耦合分析相关技术研究进展

本文以载荷分析为主要内容, 概述航天飞行器结构动力学研究的一些进展. 首先介绍航箭(航天器/运载火箭简称为航箭) 耦合系统载荷分析基本思想. 然后介绍以下3 个方面的载荷分析方法: (1) 采用基础激励理论初始载荷分析的近似方法; (2) 考虑航箭耦合影响的航天器/运载耦合系统分支模态综合法. 导出采用约束模态质量界面加速度的航天器载荷计算方法; 当仅考虑静定约束特殊情况时, 退化的方程与Chen 采用有限元法导出的方程相同. 给出新航天器载荷瞬态分析技术, 即一个以前的航天器/运载耦合系统载荷结果可以用来获得相同运载火箭发射一个新航天器结构的必要的载荷信息. (3) 考虑航箭耦合影响的航天器/运载耦合系统模态综合法. 包括: 固定界面模态综合法, 以及航天器/运载耦合的界面综合动态响应计算新方法. 最后, 介绍验证载荷分析技术. 简要讨论验证技术的重要性, 提出了采用试验与理论相结合的结构动态试验仿真技术,该方法包括了一套修正数学模型的新技术, 称之为子结构试验建模综合技术. 该方法已应用于复杂的结构建模. 在进行CZ-2E 运载火箭实尺模态试验之前, 用建议的模态试验仿真技术给出CZ-2E 模态参数的预示结果, 并与随后获得的实际模态试验结果相比, 两个结果彼此之间高度一致. 这个结果证明了模态试验仿真技术已成功地预示了CZ-2E 运载火箭的模态参数, 验证了建议的模态试验仿真技术的可靠性. 讨论了振动台振动试验仿真技术. 介绍了振动台振动试验仿真的几个关键技术. 包括: 有限元模型修正技术, 40 t 振动台系统台面控制仿真方法和D 卫星振动台振动试验仿真.      

SMT solder joint's semi-experimental fatigue model

The low-cycle fatigue induced by thermal cycling is the major concern in the reliability of surface mounted technology (SMT) for electronic packaging; however, dynamic loading effects to solder joint fatigue life have not been thoroughly investigated. In fact, the high-cycling fatigue induced by vibration can also contribute a significant effect. In certain circumstances it can become the dominant failure case when semiconductor devices are used in a vibration environment. In this paper, according to random vibration theory, a random fatigue semi-experimental model of SMT solder joint in random vibration condition is created and a series of vibration fatigue experimental vehicles including PBGA256 assembly were conducted. Compared with random vibration test results, its results are good enough to predict solder joints' fatigue.