民用飞机平尾载荷的不确定性及全局灵敏度分析

针对飞行载荷计算输入数据的随机不确定性会导致载荷计算结果波动的现象，采用Monte Carlo模拟方法和基于方差的全局灵敏度分析方法对民用飞机急剧俯仰机动随机平尾载荷进行不确定性及全局灵敏度分析。具体分析了飞机气动特性和重心的不确定性对迎角贡献平尾载荷、升降舵偏度贡献平尾载荷及平尾总载荷的影响，进一步通过全局灵敏度分析找出影响平尾载荷计算结果的主要因素。不确定性分析结果表明：气动特性和重心的不确定性导致迎角贡献平尾载荷的波动程度很大。灵敏度分析结果表明：1）升降舵偏度贡献平尾载荷只受升降舵效率的影响；2）迎角贡献平尾载荷主要受无尾飞机零迎角俯仰力矩系数和重心的影响；3）平尾总载荷受升降舵效率的影响最大，受无尾飞机零迎角俯仰力矩系数及重心的影响次之。此外也验证了方法的有效性，对提高飞行载荷的计算精度有一定的指导意义。     

三翼面飞机前／后操纵面协调偏转对飞行载荷的影响

基于静气动弹性分析方法，对三翼面布局飞机进行飞行载荷分析，研究了平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系的变化和动压变化，对配平关系和气动面载荷分布的影响。结果表明：平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系对于配平和前翼、平尾的载荷分布有重要影响，在开展这类飞机的气动性能和结构强度设计时，有必要通过特殊方法（如优化方法）对协调偏转关系进行综合设计。     

带主动控制技术飞机平尾机动载荷计算研究

研究了采用主动控制技术飞机飞行参数对平尾机动载荷的影响,包括带纵向控制电传操纵系统和“硬连接”状态,气动特性考虑弹性修正和不考虑弹性修正等方案。给出了这些状态下飞行参数的变化规律,计算了这些状态平尾的机动载荷,得到了一些规律性的结论,可以用于飞机型号设计中。     

三翼面飞机前翼和平尾机动载荷优化配置

对三翼面飞机两种典型机动状态下的飞行载荷进行了分析,提出了一种适合三翼面飞机机动载荷优化配置的方法。讨论平尾升降舵与前翼操纵面之间的协调偏转率变化以及飞行动压变化,对配平参数、铰链力矩和载荷分布的影响。指出协调偏转率变化会引起平尾升降舵和前翼操纵面的配平角度、铰链力矩以及平尾和前翼载荷分布的显著改变,在设计时应该对协调偏转率加以选择,从而对平尾和前翼的载荷进行综合优化配置。     

基于微分载荷模型的飞行载荷参数辨识方法

介绍了一种基于微分载荷模型的飞行载荷辨识方法.根据实测载荷与飞行参数之间存在的相关性,利用输出误差法对平尾微分载荷模型进行了辨识,得到了飞行状态下平尾载荷的计算模型.同时得到了适合于飞行载荷辨识的一种方法,该方法可以研究飞机的不同操纵规律对结构载荷的影响,具有较高的精度,可行有效.     

运输类飞机平尾失速敏感性及其试飞技术研究

从平尾失速理论研究出发,探讨了可能产生平尾失速的飞行状态,总结了可用于运输类飞机平尾失速敏感性研究的飞行试验技术,研究了平尾失速和机翼失速的相互区别,帮助飞行员在遇到机翼失速或平尾失速时进行必要的清晰判断,并采取适当的改出方法,从而保证飞机飞行安全.研究结果可为未来大型运输类飞机平尾失速敏感性试飞提供很好的技术支持.     

民机飞行载荷的试飞验证

飞机飞行载荷的试飞验证是一种验证设计载荷可靠性的直接方法,在民用飞机飞机的适航验证中通常作为必要的符合性方法（Meansof Compliance,简称MOC,飞行试验为MOC6）用于验证飞机设计对规章的符合性。在详细描述了进行飞行载荷试飞验证的规章依据、飞行载荷试飞验证的过程和方法的同时,给出了国外飞机进行载荷试飞验证的情况和验证的实例。     

民用飞机平尾气动载荷计算方法研究

水平尾翼的主要功能是保证飞机具有纵向静稳定性和俯仰可操纵性。民用飞机由于起飞重量大、重心变化范围广,对平尾的操纵性要求很高,为了提高平尾的操纵效率,民用飞机一般采用平尾安定面可微动的设计手段,加上升降舵偏转以及翼身洗流等因素的影响,使得飞行中平尾处的流场变得非常复杂,如何准确或偏保守地确定平尾上的气动载荷一直是民用飞机飞行载荷计算中的一个难点。介绍了民用飞机平尾气动总载荷和载荷分布的计算原理和方法,并提出了如何协调基于测力、测压试验得到的载荷,以及平尾弦向分布载荷的修正方法。     

弹性飞机跨声速机动载荷计算方法

基于跨声速非定常气动力求解的重叠场源法,开展了弹性飞机跨声速机动载荷计算方法研究,为现代飞机结构强度设计提供更加可靠和精确的临界载荷计算方法。首先通过采用重叠场源法求解关于62%根弦俯仰振荡的LANN机翼在马赫数为0.822的非定常气动力并与实验结果进行对比,验证了重叠场源法对跨声速激波效应预测和非定常气动力计算的能力;其次应用频域气动力有理近似技术拟合场源法计算得到的广义气动力系数矩阵,建立了机动载荷分析的状态空间模型;然后完成了某型民用飞机俯仰机动载荷分析,研究了俯仰机动飞行情况下飞机机体状态量及飞机部件载荷响应规律。计算结果表明：考虑机体弹性变形后,机翼和平尾气动载荷响应最大值分别减小了5.1%和10.6%,升降舵气动载荷响应最大值增大了16.2%,在飞机结构强度设计中必须考虑机体弹性效应对飞机部件载荷的影响。     

平尾损伤计算中特征载荷的算法研究

为了得到更为真实准确的平尾损伤情况,通过对平尾载荷测试剖面的数据分析,结合平尾结构的受载形式,提出了外场平尾特征载荷的一种新算法。该算法已经普遍用于外场平尾损伤计算,在保证了外场飞行安全的同时,也缓解了平尾更换压力。     

某中央翼盒对飞行载荷实测的影响

使用应变法测量某具有中央翼盒平尾的飞行载荷时,在地面校准试验中发现：左翼面载荷可使右翼面根部应变计有较大的响应,反之亦然。该现象可使根部载荷测量精度下降。分析了中央翼盒对根部载荷测量影响的机理,给出了一种考虑异侧载荷影响的载荷方程建立方法,讨论了不同类型剪力载荷方程对异侧载荷影响的敏感性,并将修正前后的方程应用于飞行载荷实测。结果发现：本文方法一定程度上可提高根部载荷方程的精度;对上述平尾结构,由两个剪力一个弯矩组建的载荷方程对异侧载荷影响不敏感,修正前后实测的飞行载荷差异在5.7%之内,由两个剪力和两个弯矩组建的载荷方程对异侧载荷影响敏感,修正前后实测的飞行载荷差异达到78.6%。     

飞机尾翼载荷飞行测量研究

 用分析和模型试验方法难以确定可靠的尾翼载荷,所以要求通过飞行试验获取尾翼载荷数据,但因测载技术复杂,精确地测定尾翼载荷亦是困难的。我们经过多年的工作,最终用应变法得到了可贵的某型飞机尾翼机动载荷测量结果。本文叙述了测量方法,并给出了垂尾载荷的部分测量结果。根据该结果对垂尾的受载情况提出了值得重视的看法。     

飞行载荷参数识别方法研究

介绍了飞行载荷参数识别方法的基本原理。基于飞行载荷与飞行参数之间存在着相关性,通过专门的飞行试验实测载荷和参数,利用回归技术建立载荷与参数之间的经验关系,将飞行测量的参数转换成飞机结构部件上的载荷。还介绍了把该方法使用于Ｆ－７尾翼载荷和Ｆ－６操纵面铰链力矩导数的参数识别的研究实例,并对其进行了相应的评述。研究结果表明了这种方法的可行性、可靠性及实用价值。     

基于全局灵敏度分析的侧向气动导数不确定性对侧向飞行载荷的影响

考虑飞行载荷计算中使用的气动导数存在不确定性,利用基于方差的全局灵敏度分析(GSA)方法,结合偏航机动的动力学模型,分析了侧向气动导数不确定性对侧向飞行载荷的影响。以某型飞机为例,运用该方法得到侧向气动导数的全局灵敏度排序。结果表明:侧滑角、阻尼贡献的垂尾侧向载荷及垂尾侧向总载荷受全机侧力系数对侧滑角导数的影响最大,受航向静稳定导数及方向舵操纵效能的影响次之;方向舵偏度贡献的垂尾侧向载荷只受全机侧力系数对方向舵偏度导数的影响;无尾飞机侧向载荷主要受航向静稳定导数、方向舵操纵效能及无尾飞机侧力系数对侧滑角导数的影响;偏航阻尼导数基本不影响各侧向飞行载荷。同时也验证了方法的有效性,对提高飞行载荷的计算精度有一定的指导意义。     

旋转机翼飞机旋翼模式前飞状态干扰气动特性

和传统直升机相比,旋转机翼（CRW）飞机在旋翼模式前飞时各部件之间存在更为严重的气动干扰。为了获得旋转机翼/机身/鸭翼/平尾之间的非定常气动干扰规律,基于运动嵌套网格技术,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程,建立了旋翼前飞流场数值模拟方法。首先对传统直升机旋翼/机身干扰模型进行了计算,验证了方法的可靠性,然后对某旋转机翼飞机全机在旋翼模式前飞状态下的非定常流场进行了数值模拟,并对各个气动部件上的非定常气动力和力矩的变化进行了分析。结果表明：飞机在旋翼模式前飞时,机身部件对旋转机翼的干扰较弱,在经过机身上方时拉力峰值仅略有增加;旋转机翼对鸭翼和垂尾干扰较弱,对机身和平尾干扰较强,随着前飞速度增大,旋转机翼对平尾的干扰会产生较大的升力损失和抬头力矩,需要引起重视。计算结果为该类飞行器的总体综合设计提供了参考。     

直升机飞行实测载荷有效性分析技术

由于直升机以动部件为代表的特殊结构形式以及复杂的振动载荷环境,飞行实测载荷是疲劳设计和评定过程中的关键数据。本文结合某直升机实测载荷数据,介绍了实测载荷有效性分析的工作内容和方法,其中相关性分析和规律性分析等方法可进一步用于获取各结构的状态、重量、重心、高度疲劳载荷的分布规律和相互关系,使其应用到新型号设计中。为我国直升机疲劳设计载荷的获得提供一些可借鉴的思路。     

飞机全动式鸭翼载荷飞行测量技术

根据现代鸭式飞机结构特点及载荷飞行实测要求,提出了在鸭翼大轴外缘选择一个剖面进行测载应变计改装的方法,并采用不同侧应变计以特定方式组成惠斯通电桥,以达到某种应变电桥只对与其对应的载荷敏感,而对其他载荷响应较小的目的,从应变响应上对鸭翼的弯矩、扭矩和剪力载荷进行机械解耦。在载荷校准试验中,左右鸭翼同时对称向上施加校准载荷,利用飞机重量和后机身托架即可平衡加载载荷引起的飞机移动和转动,不需要对飞机进行复杂的约束和固定。通过对校准试验数据的分析,采用多元线性回归方法,建立了鸭翼载荷模型,并对载荷模型进行了验证。选取典型试飞状态,对各种机动情况下鸭翼实测飞行载荷进行了分析研究,给出了鸭翼主要的严重受载状态。     

Y-8飞机平尾积冰导致的飞行事故分析

平尾积冰对飞行安全影响重大.通过介绍连续两起平尾积冰导致的Y-8飞机飞行事故,分析了飞机结冰的气象条件,平尾积冰和放襟翼对平尾气动特性的影响,以及平尾积冰失速的改出方法和预防措施.