民用飞机机轮最大刹车能量研究

机轮刹车装置是飞机起落架的重要组成部分,在地面减速过程中吸收飞机大部分动能,对飞机起降安全至关重要。 其中,最大刹车能量设计是刹车装置的关键参数之一,与机轮刹车装置的安全性和经济性紧密相关。 对民用飞机机轮刹车装置最大刹车能量的计算进行研究,按照适航规章相关要求,结合适航当局对刹车装置最大刹车能量计算的关注要点和飞机的设计构型,以某民用飞机为例,分析了机轮最大刹车能量计算中的影响因素,并通过计算对比该飞机在预定的不同使用场景与可能遇到的单个及多个故障叠加工况着陆时的刹车能量,确定该型飞机最大刹车能量出现在典型高原机场两个机轮刹车装置失效着陆工况,最大刹车能量为 32. 44 MJ,为飞机机轮刹车装置的设计提供关键参数。     

飞机刹车机轮的热分析和热学设计

热分析和热学设计是飞机刹车机轮设计工作的主要内容之一q 本文介绍了当前国际上先进的飞机刹车机轮的热分析方法和热学设计元件     

某型航空机轮热/固耦合中热场对轮毂强度的影响

本文针对机轮轮毂在热场和径侧向联合载荷作用下的静强度应力分布行研究,通过使用Ansys Workbench软件建立机轮的有限元模型,采用间接热/固耦合方法进行数值模拟分析。模拟结果显示:刹车热场使机轮轮毂的受载环境更加恶劣,机轮轮毂在刹车热场作用下各点应力值均有显著增加,对轮毂的应力强度要求至少提高10 MPa,应力上升幅度大于19.6%。     

飞机刹车副温度场的瞬态有限元模型

飞机制动过程中刹车装置产生的高温可使摩擦材料发生热降解,导致摩擦系数变化,出现热衰退现象,影响飞机的安全性能,因此飞机刹车副瞬态温度场分析日益受到关注。针对飞机刹车副瞬态温度场建立了具有对流和热辐射两种边界条件的有限元计算模型,分析了边界条件对温度场的影响,并用ANSYS对其进行仿真计算。仿真计算得到的温度与刹车副经验温度基本吻合,证明了所建立的有限元计算模型合理、可行,为飞机刹车装置温度场分析、计算和研究提供理论支持。     

基于Cantor集理论粗糙表面刹车副温度场研究

 为保证飞机着陆安全,避免热衰退现象影响制动性能,研究了飞机刹车副表面粗糙度对温度场的影响。将Cantor集理论应用到接触形貌分析中,按照体守恒原理建立刹车副粗糙表面接触模型,考虑其对刹车副材料热物理性能的影响,建立极坐标下刹车副温度场有限元模型。用ANSYS对其进行仿真分析。仿真结果更接近刹车副经验温度,证明了所建立的刹车副温度场模型合理、可行,为刹车副温度场分析、计算和研究提供了理论支持。     

基于Hyperworks的航空机轮模态分析

为了得到整体航空机轮的主要振型及频率,本文采用CATIA、Hyperworks建立了机轮刹车一体化模型。结果表明机轮中轮毂、刹车盘、刹车壳体中存在轴向、径向等横向振动,以及垂直于轴向的弯曲振动。本文使用Hypermesh划分了机轮的高质量网格,采用RBE2单元进行接触建模。利用Opti Struct模块进行模态分析,得到机轮的前10阶模态振型。阐明了固有频率、振型和激振力对机轮刹车效率、结构强度刚度等的影响。     

航空机轮和刹车装置状况监控技术的发展

航空机轮和刹车装置状况监控技术包括机轮温度监控、轮胎压力监控、刹车间隙 /寿命监控和无损检测。作为飞机着陆系统的重要组成部分，航空机轮应用监控技术是十分必要的。本文综述了该装置状况监控的进展，并以期推动其进一步完善和发展。     

某型客机炭/炭材料刹车装置温度场检测研究

建立了某型机轮的刹车装置有限元模型,计算了各个部位上的热对流交换系数,采用能量转换法计算了刹车中炭盘表面的热通量.应用Patran、Nastran模拟了在重载着陆与中止起飞两种工况下的瞬态温度场.结果表明炭盘的热库设计合理而密封圈处气缸座与活塞的热库设计需要改进.仿真结果与试验结果相符,证明应用此模型进行刹车装置热库的检验矫正较为合理,具有工程指导意义.     

基于STAMP/STPA的机轮刹车系统安全性分析

把机轮刹车系统在飞机降落过程中的安全性问题当作系统控制问题,不采用基于故障概率模型的事故模型,而是采用基于系统理论的事故模型和过程(STAMP),构建机轮刹车系统在飞机降落过程中的STAMP控制关联模型和系统理论过程分析(STPA)反馈控制回路。根据系统运行的上下文信息识别机轮刹车系统在飞机降落过程中的不安全控制行为,分析产生不安全控制行为的关键原因。对机轮刹车系统在飞机降落过程中的不安全控制行为进行仿真研究,结果表明了STAMP/STPA的有效性和用仿真方法分析安全性问题的可行性。     

航空机轮和刹车装置零组件及结构要素通用化工作研究

详细阐述了开展航空机轮和刹车装置零组件及结构要素通用化研究工作的意义及重要性,分析了国内外航空机轮和刹车装置专业通用化的现状,指出了当前存在的问题,并提出了开展航空机轮和刹车装置零组件及结构要素通用化工作的方案及实施途径.     

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。     

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。     

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.     

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。     

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.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

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。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。