基于PAM-CRASH的鸟撞风挡有限元分析

基于有限元分析软件PAM-Crash及其提供的SPH法,建立了鸟撞风挡的有限元模型。对鸟击风挡进行了有限元分析,仿真结果显示SPH鸟体能够很好地模拟鸟撞风挡的过程,尤其是鸟体破碎和飞溅的情况;确定了风挡可能产生塑性应变的位置;选取多个撞击位置,得出不同撞击位置产生的塑性应变云图,并进行比较分析,得出撞击位置对于风挡的影响。     

用SPH和有限元方法研究鸟撞飞机风挡问题

鸟与飞行中的飞机相撞是飞机结构损坏的重要因素,严重时会引发机毁人亡的灾难性事故。对高速低空飞行的军用飞机而言,风挡部分抗鸟撞的研究对保证飞行安全尤其重要。基于飞机圆弧风挡受鸟体撞击的实验观察,建立了国产某型军用飞机圆弧风挡及鸟体的计算模型,采用LS-DYNA3D中有限元和光滑粒子流体动力学(SPH)耦合的数值分析方法,对某飞机圆弧风挡受鸟体撞击的过程进行了数值模拟。计算结果得到了风挡结构的变形、位移和应变等几方面的数据,与实验结果基本吻合。同时,给出了500～650km/h速度范围内的撞击力和应力时程曲线、风挡发生破坏的临界撞速、圆弧风挡经受鸟体撞击时发生破坏的可能位置及其破坏方式。最后,与鸟体采用任意拉格朗日(ALE)和无网格伽辽金方法(EFG)进行了对比,验证了SPH方法在分析鸟撞问题中的优越性。研究结果为风挡的安全设计和研制新机型提供了有价值的数据。     

基于可靠性的飞机风挡抗鸟撞优化设计

传统的飞机风挡设计通常在确定的工况下进行,未能充分考虑实际鸟撞风挡过程中不确定性因素的影响,导致飞机鸟撞风挡的故障多发。综合考虑鸟撞飞机风挡过程中鸟体材料参数、质量、撞击速度等不确定因素的影响,以飞机风挡抗鸟撞的可靠度为约束,风挡质量为目标,基于双循环方法和近似技术建立了风挡抗鸟撞可靠性优化设计系统,利用一阶矩法进行可靠性分析,对某飞机风挡进行了基于可靠性的优化设计。实例分析证明所建风挡抗鸟撞可靠性优化设计系统可行有效。     

民机机头复合材料风挡结构鸟撞分析

在鸟体撞击风挡结构过程中,鸟体与风挡结构撞击相对速度很大,呈现出流体特性,属于典型的流固耦合瞬态冲击动力学问题。首先针对文献中的鸟撞铝板试验采用任意的拉格朗日-欧拉(ALE)流固耦合方法进行了分析,对计算方法与鸟体模型进行了验证。然后建立了包括风挡玻璃、风挡骨架以及蒙皮在内的民机全尺寸风挡结构抗鸟撞动响应分析的有限元模型,进行了鸟撞数值模拟,其中风挡骨架与蒙皮采用复合材料。全尺寸的复合材料风挡骨架目前还没有应用到民机上,因此,对复合材料风挡结构的研究是很有意义的。     

飞机风挡鸟撞击有限元数值模拟

应用接触碰撞有限元方法建立鸟撞击风挡三维分析模型,采用具有失效模型的率型材料本构模型,模拟飞机风挡鸟撞击动响应过程,给出两个风挡鸟撞的计算实例,并例结果说明了接触碰撞有限元方法的有效性,并且可更真实地揭示风挡结构被鸟冲击变形破坏的机理。     

飞机层合风挡鸟撞击有限元数值模拟

建立了鸟撞击层合风挡三维有限元分析模型,对层合材料采用具有失效模型的率型本构模型,用非线性接触-碰撞有限元程序模拟了飞机层合风挡的鸟撞击动响应过程,给出了层合风挡鸟撞的计算实例,讨论了层合风挡结构被鸟冲击变形破坏的机理,数值模拟结果为层合风挡抗鸟撞击叠层设计提供了理论依据。     

基于ANSYS Workbench鸟撞飞机风挡有限元分析

利用ANSYS Workbench三维有限元软件,建立了鸟撞飞机风挡的力学分析模型,形成了一套完整合理的鸟撞飞机动态响应分析方法。其中,对模型建立和约束施加等提出了简便的处理方法,并且进行了比较详细的描述。通过有限元分析模拟计算鸟撞飞机前风挡的动态响应,得出了风挡的应力、位移及其分布规律,并与试验结果进行比较,两者吻合较好,可为新型风挡结构设计提供参考。     

直升机风挡及附属结构抗鸟撞性能分析

建立直升机前机身风挡及附属框架有限元模型,根据鸟体材料特性,建立了基于Lagrange元的鸟体有限元模型。考虑撞击风挡框架及玻璃中间部位两种工况,利用基于多学科的MD Nastran显式非线性方法,设置鸟体与撞击部位的接触方式及撞击时间,并求得撞击过程的时间步长,分析每个步长下风挡玻璃及附属结构的动态响应,绘制它们的最大应力及变形变化曲线,对比设计要求,最后得出:风挡玻璃及附属结构满足抗鸟撞设计要求。     

鸟撞飞机风挡动态响应数值模拟方法研究现状

总结了目前用于鸟撞飞机风挡动态响应的数值模拟方法,主要有解耦解法、耦合解法和光滑质点动力学法,其中耦合解法涉及接触-碰撞耦合解法和流固耦合解法。各种方法围绕鸟体（鸟撞载荷）的模拟和风挡的模拟,部分内容针对鸟撞击发动机叶片、雷达罩和垂直尾翼等,但其方法同样适用于飞机风挡,最后指出应进一步深入研究的内容。     

飞机圆弧风挡鸟撞动响应分析

采用等效动载荷法对某机圆弧风挡进行鸟撞动响应分析。着重考虑了应变率对透明件材料性能的影响和几何非线性对刚度矩阵的影响,并将计算结果与全尺寸鸟撞试验结果进行比较。得出了风挡位移在鸟撞击过程中的变化规律。结果表明:应变率对位移、应变影响较大,几何非线性对飞机风挡鸟撞动响应分析结果的影响不可忽略。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。