某涵道式尾桨直升机垂尾载荷实测研究

结合某涵道式尾桨直升机载荷谱试飞,研究分析垂尾实测载荷。通过地面载荷校准试验,采用多元回归分析,建立了载荷方程,统计了直升机典型飞行动作下的垂尾载荷,系统地分析了该型直升机垂尾实测载荷的影响因素,研究了载荷随直升机飞行状态参数的变化规律,讨论了不同直升机科目下的垂尾载荷变化规律及影响因素,建立了直升机部件实测载荷数据分析方法,为直升机后续试飞提供技术支持。     

直升机复合材料桨叶的疲劳寿命计算

着重说明直升机复合材料桨叶安全寿命的计算方法。首先分析某型直升机的飞行任务剖面、桨叶载荷谱及材料的疲劳特性,然后利用迈勒线性累积损伤理论计算桨叶的安全疲劳寿命,并分析不同飞行状态及载荷变化对疲劳寿命的影响。计算结果证实直升机复合材料桨叶在正常飞行状态下的无限寿命设计理念。该方法可用于在直升机设计阶段对复合材料构件的疲劳寿命进行评估校核。     

复合材料垂尾盒段力学性能研究

目前复合材料垂尾已在多种型号飞机上使用,为保证设计优化和结构安全,复合材料垂尾盒段力学特性的研究十分必要.文中进行了垂尾盒段的弯扭试验,用MSC.PATRAN/NASTRAN建立了复合材料垂尾盒段的有限元模型并进行了计算.通过计算结果和试验结果的对比验证了模型的正确性.试验和模拟得出复合材料盒段力学性能.复合材料盒段加筋蒙皮受力情况十分复杂,蒙皮应变沿厚度线性分布,各层应力不是连续分布的,但是在层内却是连续分布的.加筋的存在增加了该处蒙皮的刚度,相同铺层角度的复合材料铺层沿着加筋条方向的应变分布情况相似,而且应变水平相近等.     

复合材料尾翼盒段装配技术研究

为满足飞机高性能、长寿命、低成本的要求,国内各型号飞机研制中已经逐步开始使用或提高复合材料使用量,并逐步从小组件应用于翼盒等大部件中.然而,各主机厂对复合材料结构装配经验缺乏,难以满足产品高质量的装配需求.本文以某型机复合材料垂尾盒段为对象,提出复合材料零件定位原则及部件装配方案,设计数字化复合材料垂尾盒段装配型架.结合垂尾盒段结构特点,开展工艺参数试验,形成了一套基于T300级复合材料异质叠层的成体系的制孔工艺参数选择方案,实现了弱骨架复合材料部件的装配.     

直升机复合材料桨叶疲劳定寿方法综述

旋翼桨叶是直升机最重要的部件之一,集升力面、拉力面和操纵面于一身,其疲劳定寿是工程研制中必须解决的重点问题。首先对直升机旋翼桨叶疲劳定寿做了简单介绍,然后针对目前直升机复合材料桨叶疲劳定寿的主要方法-损伤容限、缺陷容限在桨叶中的定寿流程、实际应用及需要重点考虑的问题进行详细论述,并且深入分析这两种方法在实际工程应用中面临的问题;其次,介绍了基于损伤思想的剩余强度、渐进损伤和考虑桨叶动特性的几种常见的疲劳评估方法,并给出这几种方法的应用实例;最后,基于作者对该学科发展趋势的认识,总结出几点目前直升机复合材料桨叶疲劳失效研究的想法和思路,供相关人员参考。     

直升机旋翼电加热组件高频热载疲劳试验研究

为探索直升机旋翼桨叶电加热组件在直升机旋翼高频振动复合热载工况下的疲劳寿命、可靠性以及相应的测试方法,在设计完成的地面疲劳试验系统的基础上,研究制定合理的直升机旋翼桨叶工况模拟方案,选用共振法为疲劳试验方法,实现对电加热组件疲劳寿命的快速测试,同时探索模拟件表面应变与振动台加速度之间关系,为在不同动载荷条件下疲劳试验提供应变调节方案。     

某型直升机侧垂尾螺栓结构改进设计

某型直升机在使用过程中,发生过水平安定面侧垂尾个别连接螺栓断裂的故障现象,该故障若不及时发现将直接影响直升机的飞行安全。通过对螺栓断裂原因分析,提出了在保证连接形式不变条件下,改进螺栓结构,经设计软件强度校核和空中试验验证,证明改进后的螺栓结构能够满足使用要求。     

直升机数字化多点协调加载系统设计研究

多点协调加载技术是直升机静力试验和疲劳试验的关键技术,对试件是否同步平衡加载直接影响到施加载荷的精度和测量数据的准确性。 多点协调加载是多输入——多输出力系统,通道间存在着相互的耦合,如何减少耦合也成为协调加载技术的一个重要难题。 为了更好的解决直升机协调加载中的技术难题,在跟踪国内外发展动态和充分消化理解静力、疲劳试验的基础上：针对直升机静力、疲劳试验的特点,提出了系统的总体需求目标和技术指标;对系统进行了总体设计,系统总体上采用3级分布式结构;开发了适用于直升机强度试验的控制补偿算法,对减少通道间的相互耦合具有明显的效果;开发出了强大的试验控制软件包;通过试验验证了系统的功能和技术指标;验证了不同补偿控制算法的有效性。     

叶片高低周复合疲劳试验技术研究

为了验证叶片在高低周复合载荷作用下的疲劳寿命,建立了叶片高低周复合疲劳试验技术。基于圆柱滚子轴承和直线滑轨提出了正交载荷解耦方法,利用外部信号触发方式建立联合载荷协调加载控制技术。以某涵道尾桨风扇叶片为研究对象,开展其在离心载荷/低循环疲劳和气动载荷/高循环疲劳耦合作用下的疲劳试验。试验复合载荷控制精度优于±1%,同步协调加载时间间隔小于0. 3 s。结果表明,提出的高低周复合疲劳试验技术有效地解决了叶片正交载荷解耦和协调加载控制等技术难点。为提高叶片类部件的高低周复合疲劳寿命预测精度提供技术支持。     

蜂鸟直升机

蜂鸟直升机采用了抗坠毁安全座椅及抗坠毁燃油系统。新颖的机舱布局(平直地板，宽敞的后座舱，机舱行李舱之间可打开变成宽敞相通的大机舱)，使蜂鸟直升机具有能够装载各种货物的宽敞内舱。优越的灵活机动性和宽广的视觉，涵道尾桨与标准型带有高型滑撬的起落架，使蜂鸟直升机能在地形不平的区域作业与着陆。     

碳纤维复合材料剪切疲劳试验研究

基于标准ASTM/D7078,采取V型缺口试样的疲劳试验研究碳纤维复合材料CFRP的疲劳性能。首先介绍剪切疲劳的试验条件。通过对试验结果的分析,得到了碳纤维复合材料剪切疲劳的S-N曲线及相应的疲劳极限,试验表明CFRP具有良好的剪切疲劳性能。研究结果可以为碳纤维复合材料的工程应用提供一定的理论基础。     

纤维缠绕复合材料管道双轴疲劳寿命预测研究

对纤维缠绕复合材料管道的双轴疲劳行为进行了实验与理论研究。根据多轴疲劳试验的要求,设计了一种新的纤维缠绕成型复合材料薄壁管型试样,通过对不同缠绕角度试样在不同双轴载荷比条件下的双轴疲劳实验,得出了玻璃纤维/环氧树脂薄壁管的应力/寿命曲线。参考金属材料的多轴疲劳失效准则,结合复合材料各向异性的特点,提出了复合材料多轴疲劳失效准则,对不同缠绕角复合材料管道在不同载荷条件下的疲劳寿命进行统一。结果表明:本文提出的失效准则可以把不同缠绕角复合材料在多种载荷条件下的多轴疲劳寿命统一起来,从而根据一个给定缠绕角度试样在某种试验条件下疲劳寿命来预测其它缠绕角度条件下的疲劳寿命,具有非常重要的理论研究价值和工程应用前景。     

垂尾与机身连接接头拉伸角盒疲劳寿命分析

为了更好地观测垂尾与机身连接接头拉伸角盒的疲劳裂纹产生、扩展,设计出更加符合要求的试验夹具,一般会在试验前对试件的破坏部位及寿命进行预估.本文采用工程法和有限元法相结合的手段对角盒结构进行了疲劳寿命预估分析,给出了其危险部位及预估寿命.此外,根据该盒段试验测量数据,对所预估的疲劳寿命进行了对比分析,阐明了所预估结果的可...     

某直升机旋翼轴低周疲劳寿命研究

旋翼轴是直升机传动系统的关键部件之一。基于此,利用有限元计算分析与疲劳试验相结合方法,研究了某直升机旋翼轴低周疲劳寿命,计算结果及分析表明旋翼轴低周疲劳薄弱区域位于行星架位置;试验结果表明试验方案可行,止扭方案效果好,旋翼轴失效部位与计算结果一致。另外,对旋翼轴断口分析显示裂纹起源于行星架轴颈受载圆周面根部转角R处,失效形式为疲劳断裂,根据疲劳条带计算获得疲劳裂纹扩展寿命与应变监测获得相近;该旋翼轴在规定载荷谱下疲劳寿命约为58.3万次,满足型号设计要求。     

复合材料层合板力学性能试验研究

使用DDL300微机控制电子万能试验机,研究了复合材料层合板力学性能试验方法,得到了某无人直升机旋翼桨叶层合板试件的拉伸、压缩和纵横剪切参数。这种复合材料层合板力学性能试验、数据处理方法和试验步骤可以为其它复合材料层合板的力学性能试验提供借鉴。     

直升机铝合金结构冲击凹坑缺陷深度统计及对应的疲劳性能研究

直升机金属动部件的表面缺陷是其重要的疲劳破坏源。首先收集并统计分析了直升机铝合金关键动部件表面冲击凹坑缺陷的深度数据,结果发现其深度尺寸服从正态分布,并以90%的缺陷尺寸覆盖率为依据确定了冲击凹坑缺陷的标准尺寸。采用有限元方法结合连续损伤力学理论对一种航空常用铝合金材料(2A12)的冲击凹坑形成和疲劳起裂寿命进行了研究,并通过疲劳试验结果验证了方法的合理性。研究表明合理的冲击凹坑缺陷疲劳寿命分析必须考虑缺陷局部的残余应力和塑性应变的影响。     

某型直升机传动系统轴承失效原因分析北大核心

针对某型直升机传动系统轴承在耐久性试验后的失效情况,建立了用于系统分析的故障树,采用宏观和微观分析的方法,对轴承产生剥落的原因进行了分析,结果表明:轴承端面螺纹孔底部易产生应力集中,最后导致轴承在试验过程中发生疲劳失效。经试验验证,取消内圈端面的螺纹孔后降低了疲劳失效风险,满足使用要求,确保了直升机服役的安全。     

直升机减速器机匣碳纤维轻量化设计与验证

采用碳纤维复合材料替代铸铝合金材料对某直升机减速器主承力机匣进行了轻量化设计。在保留原设计硬点条件和满足结构强度/刚度条件下,实现机匣减重达21.8%。通过热模压制造了等比例的四分之一碳纤维机匣,对机匣进行了静力加载和疲劳测试。结果表明,碳纤维机匣在1.5倍设计载荷下静力测试未破坏,设计载荷下疲劳测试循环次数达到2万多,满足设计要求,从而验证了直升机减速器主承力机匣碳纤维轻量化的可行性。     

涵道螺旋桨气动特性的CFD模拟及结构参数影响分析

涵道螺旋桨的气动特性对涵道飞行器的动力性能有直接影响。对影响涵道气动特性的结构参数进行量化,采用单一变量法,对具有不同桨尖间隙、唇口半径、桨盘安装位置、涵道扩散角的涵道模型进行了计算流体力学（CFD）仿真研究,通过对流场结构及升力特性进行对比分析,得到了涵道螺旋桨结构参数对增升特性的影响规律。     

高空大推力涵道风扇气动设计研究

以飞行器推力涵道风扇为背景,利用NASA的涵道风扇模型和实验数据进行数值计算与验证;利用自编代码求解设计要求的涵道风扇在悬停状态下总体性能参数;采用叶素理论对风扇叶片进行设计,根据初始模型的数值结果对涵道风扇各个关键部件进行优化,得到一种新型的涵道外形截面。结果表明：涵道唇口导圆半径的增大会降低唇口处的分离,从而增大风扇进出口流量;小桨叶60%～100%处的出口安装角,增大了涵道风扇的出口轴向速度。两个部件的优化共同提升了涵道风扇的升力,达到设计指标要求。