某飞机部件高速风洞测力天平研制

为满足某飞机部件高速测力试验的需要,研制6台部件测力天平来测量飞机不同部件(机翼、平尾、垂尾、短舱、短舱+挂架、翼尖小翼)所受的气动载荷,天平设计载荷极不匹配,且模型空间有严格的限制.设计时,主机测力天平采用后腹支撑,安装在机身构造线的下方,为部件天平的安装提供了可能,同时针对不同的天平采用了不同的结构形式:机翼天平采用正八边形结构,垂尾天平采用三片梁结构,平尾天平、短舱、短舱+挂架采用矩形梁结构,翼尖小翼天平采用"Z"字形结构,既满足了天平的测量需要,又确保了天平在模型中的安装位置和试验的足够间隙.部件天平的成功研制,及时为型号研制提供了可靠的试验数据.     

多发涡扇飞机拍频噪声抑制原理及应用

多发涡扇民用飞机在巡航飞行阶段,客舱区域容易受到拍频噪声的影响。为研究抑制拍频噪声的飞机设计方法,采用管道声学理论对大涵道比涡扇发动机进行拍频噪声建模,明确了拍频噪声主要来源于风扇叶片通过频率的单音及其谐波。应用声波线性叠加原理,分别分析了双发、四发飞机拍频噪声产生的机理,得出抑制拍频噪声的方法是使所有发动机的物理转速一致。在研究四发飞机拍频噪声抑制过程中,推导了频率相近幅值不同单音声波干涉的计算公式,为三发等其他多发飞机的拍频噪声抑制设计提供了参考。为了促进该项技术的工程应用,研究了波音787飞机通过推力管理功能实现拍频噪声抑制的方法,设计了拍频噪声抑制控制律,并对拍频噪声调频的上限和下限进行分析,给出了相应的建议值。飞机系统在向发动机电子控制器(Engine electronic controller,EEC)提供N1转速同步修正量时,应选择发动机控制所用的目标转速进行比较,EEC则以叠加N1转速同步修正量的目标转速进行发动机控制。     

动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响研究

在建立倾转旋翼机飞机模式和直升机模式下的旋翼/短舱/机翼系统耦合气弹动力学分析模型的基础上,分析了倾转旋翼、机翼动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响,得到了不同动力学参数对前飞时回转颤振速度和悬停时模态阻尼的影响曲线,对于倾转旋翼机动力学设计具有理论指导意义.     

倾转旋翼飞行器的操纵策略和配平方法

根据倾转旋翼飞行器的构型特点,建立了倾转旋翼飞行器旋翼、机翼、短舱、机身、平尾(含升降舵)和垂尾(含方向舵)的气动力模型,研究了倾转旋翼飞行器的操纵策略以满足直升机模式的悬停/小速度飞行、直升机模式向固定翼飞机模式转换的过渡飞行和固定翼飞机模式的高速飞行,并运用最优方法研究倾转旋翼飞行器在不同飞行速度下作稳定对称飞行时的配平方法.最后以XV-15倾转旋翼飞行器为例,进行各种飞行模式的配平.结果表明:本文所述方法能合理地给出倾转旋翼飞行器在整个稳定飞行速度范围内的操纵量和姿态.     

在低速风洞中测定飞机旋转动安定性导数的理论和方法

用实验的方法准确地测定出飞机各部件或整架飞机的旋转动安定性导数是具有重大实用的价值。因为从目前飞机从有人驾驶走向无人驾驶这一发展方向来看,旋转动安定性导数不谨对于研究飞机本身的振动形式特性和动安定性密切相关,而且与自动驾驶仪控制系统的设计很有关系。靠理论上估算它,是相当不可靠的,必须经过实验。因此,     

发动机短舱声衬结构声振等效转换试验研究

基于载荷对结构造成响应的等效性机理,针对发动机短舱声衬结构开展声激励和振动激励的等效转换试验研究:应用载荷响应等效理论,分别进行声衬结构的噪声和振动试验,测试并计算其结构响应,给出了声衬结构在声激励和振动激励下的等效转换关系。试验研究能够有效改善试验的真实性,指导后续试验研究工作,具有良好的工程应用价值。     

注油增压过程对飞机整体油箱密封结构影响研究

开展了注油增压环境对飞机整体油箱密封结构性能影响研究。开展油箱模拟试验件注油放油、充放压过程对密封结构性能影响试验,通过检测油箱模拟试验件维修口盖、对接连接区域等典型密封结构的应变大小,分析验证飞机充放压和注油过程对飞机油箱密封性能影响。注油增压过程对于油箱密封结构的应变影响范围为30%-90%范围内,验证注油增压环境是油箱密封结构耐久性的重要影响因素。验证注油增压环境对于油箱密封结构性能有重要影响,是飞机油箱密封耐久性评定研究的关键因素。     

飞机失速/偏离问题研究的技术途径

本文简略地评述了模型自由飞、立式风洞自由飞和常规风洞自由飞这三种模拟试验方法在飞机尾旋问题研究中的作用;着重分析了开展飞机失速/偏离问题研究的重要意义以及利用现有的大型常规低速风洞进行风洞自由飞试验的必要性与可能性;对旋转天平在飞机尾旋问题研究中的作用提出了一些看法。     

完全非线性近似逆及其在轨迹跟踪中的应用

非线性系统输出跟踪问题在理论和实际中都具有十分重要的意义。人们对此问题进行了大量地研究和广泛地应用。但是所有的研究对象一般都要求仿射型非线性系统，以便容易解出相应的控制输入。对于一般的完全非线性系统，由于没有控制输入的显性表达式，很难得到相应的结果。本文讨论了完全非线性系统的输出跟踪问题，在理论上研究了完全非线性系统逆的存在性。利用神经网络可逼近任意 Ｌ２ 函数的特性，提出了求解完全非线性系统逆近似控制律的方法，并由此研究了完全非线性飞机模型的轨迹跟踪问题。通过对飞机轨迹跟踪问题的仿真，表明该方法是切实可行的。     

飞机座舱结构声的弹性波主动控制研究

研究通过控制飞机座舱结构振动的弹性波的传播来减少由振动产生的辐射噪声的方法。制作了飞机座舱原理性模型，分析了外界气动力作用下弹性振动传播的主要路径，确定了压电元件的布置方案。利用弹性波控制的基本思想，采用IIR自适应滤波嚣识别被控通道的特性，实现对座舱结构振动的前馈控制，以抑制其辐射噪声．进行了不同单频激励下的振动和噪声控制试验，并测量了控制前后的振动和噪声。结果表明，控制后振动和噪声衰战了10dB以上。