摘要：航空发动机降噪研究迫切需要一种叶轮机械管道内宽频噪声测量方法来指导降噪设计。本文通过对阵列测量的声压信号进行互相关分析,得到管道内顺流和逆流传播的模态声功率结果。安装在风扇实验台进口段的传声器阵列由2排周向间隔180°的轴向阵列组成,每排阵列有14个等间距的传声器。阵列安装在可周向旋转的测量段上,实验中测量段每隔6°旋转一次,共获得840个测点位置的声场信号。结果表明入射波与反射波最大可相差10dB。模态分解结果表明,转静干涉模态是转子通过频率及其谐频处的主导模态。利用不同参考信号计算出的声场结果相同,说明该实验测试方法对参考信号位置没有特殊要求,进一步说明该方法有很好的适用性。

摘要：设计了一套能够对五个涡轮叶片和两个缘板阻尼同时进行高频振动激励的非旋转状态带缘板阻尼涡轮叶片减振试验系统,拉紧施力机构可以连续为中间叶片两端阻尼块施加在某转速对应条件下的离心力。首先在振动激励方式下对无缘板阻尼五个涡轮叶片的振动响应进行测试,结果表明中间叶片的边界条件与工作边界更为接近。接着,通过试验分析接触压力、激励量值对带缘板阻尼叶片振动响应的影响,结果显示,对一定激振力存在最优接触压力,使得缘板阻尼的减振效果最好;在高量级激励条件下,缘板阻尼结构对叶片的减振效果更为明显。

摘要：针对结构强度实验室传统传感器信息管理模式效率不高的问题，对现状进行可行性分析，提出建立基于B／S架构的传感器信息管理系统，在实现信息在线共享的同时，更有利于工作效率的提高。选用合适及更为优化的管理信息系统开发方法及工具进行B／S架构设计，实现对传感器信息管理的升级，有效提升实验室设备使用时的工作效率，对加快试验进度以及缩短试验周期具有重要意义。

摘要：为验证民机复合材料帽型长桁压缩承载力分析方法,设计了某碳纤维复合材料单向带预浸料和织物预浸料混合铺层组成的帽型长桁结构试验件,并进行了压缩承载力试验。随着载荷的增加,长桁帽底蒙皮和帽腰、帽脚发生局部屈曲,进而长桁发生压损破坏。试验结果与工程分析方法对比可知,分析得到的长桁初始屈曲载荷和压损强度结果小于试验结果,保守量分别为37.5%和27.6%。因此可以证明复合材料帽型长桁压缩承载力的工程分析方法较为保守,可保证结构设计的安全性。

摘要：本文首先建立了某型涡桨发动机安装系统的全尺寸计算模型，以降低该发动机安装系统的振动耦合并实现振动隔离为研究目的，采用弹性中心理论及隔振理论，提出了一种发动机安装系统动力学设计方法，并利用该方法对安装系统中隔振器的各向刚度参数进行了优化配置，为隔振器的结构设计提供了核心参数输入。进一步利用ADAMS对优化后的发动机安装系统进行了多体动力学分析。分析结果表明：发动机安装系统各方向的振动解耦率达到了理想效果，且各阶模态频率均很好地满足了隔振要求，验证了优化设计方法的可行性和有效性。

摘要：目前涡扇发动机安装系统中大多采用较接连杆式安装节进行发动机与机翼的连接,测试与分析铉接连杆式安装节的振动传递特性对于发动机的减隔振安装设计有重要作用。本文以某型发动机安装系统为参考,设计了由发动机假件、前/后安装节缩比模型以及吊挂组成的安装系统原理验证模型。以原理验证模型为研究对象采用激振器及真空吸盘进行了刚体模态试验及振动传递试验,得到了发动机刚体模态与安装系统力传递率-频率曲线,并分析确定了振动传递的主路径。结果表明:刚体运动模态主要集中在100Hz以下,并且模态耦合现象比较严重;60Hz以下,振动传递主路径为发动机-前安装节-吊挂;60Hz^120Hz带宽内,振动传递主路径为发动机-后安装节-吊挂;在一阶转速附近,力传递率小于1,本文所设计安装节缩比模型具备隔振功能。同时,本文研究可为后续研究中涡扇发动机安装系统多体动力学建模与仿真方法的验证以及安装系统优化设计提供试验支持,并为全尺寸涡扇发动机安装系统隔振试验研究奠定基础。

摘要：针对目前航空惯性试验台倾斜调姿装置不足,设计了一种多液压油缸步进式自动倾斜调姿装置。文中对装置的工作原理及关键部件的结构进行了介绍;同时,详细分析了运动过程中误差产生的原因并提出校正措施。现场验证结果表明:研制的装置不仅能够完成试验台倾斜调姿运动,而且运动精度高,实现了自动化控制,提高了工作效率。

摘要：涡桨发动机安装系统隔振设计需综合考虑安装系统的隔振效率、振型解耦、机翼柔性影响等诸多设计要求,该文首先对二自由度系统的动力学特性进行了理论推导,得出了机翼柔性在安装系统隔振分析中的重要性,进一步提出了基于弹性中心理论的安装系统设计方法,利用该方法获得了典型发动机安装系统模型的设计参数,并联合使用有限元方法和多体动力学软件建立了其刚柔耦合计算模型,分析了柔性机翼对安装系统动态性能的影响。结果表明:机翼阻尼对高频共振响应影响较大。进一步获得了安装系统取得较好减振效果时的刚度比范围,提出了一种考虑机翼柔性及振动解耦两种因素的发动机安装系统隔振设计方法。

摘要：以某型机翼载荷校准试验为背景,设计了一种用于飞机载荷校准试验的液压作动器协调加载调试台。通过空气弹簧变形实现机翼受载后的变形模拟,对作动器进行单点或多点协调加载的性能参数调试。调试完成后将作动器安装到真实机翼处进行校准试验,不仅提高了作动器的跟随性,优化控制参数,同时提高了试验的效率和安全性。该调试台不仅实际应用效果良好,并且能够扩展到其他领域液压作动器协调加载调试中,有很好的工程应用前景。