基于能量原理的直升机系留载荷计算

针对直升机系留系统,基于虚功原理推导了机体刚体位移的方程组。应用Newton-Raphson迭代法可求解机体在外载作用下的刚体位移,从而求得系留索和系留接头的载荷。与有限元方法相比,此方法便于处理索具的预紧力和起落架的初始压缩,计算精度也符合工程应用的要求。     

基于弹性起落架的直升机系留载荷计算

根据舰载直升机舰面系留时的受力特点,以弹性起落架的垂向变形为变量,根据虚位移原理建立了直升机在摇荡舰面系留的动力学分析模型。运用牛顿迭代法对横摇、纵摇、有风以及无风情况下系留索具载荷进行了计算,发现横摇角较大时载荷主要分布于主起落架系留索上,且风载的影响并不能忽略。分析了轮胎刚度对系留索载荷的影响,结果表明,起落架轮胎刚度由300N／mm增加至800N／ram时,最大张力减小了7．43％,说明增加轮胎刚度能有效提高直升机系留的安全性。     

基于非线性静力学模型的飞机系留载荷计算方法研究

由于飞机在强风下系留时,机体承受各方向的载荷较大,因此需对系留结构及系留索是否具有足够的承载能力进行分析,而其中系留载荷的计算就显得异常重要。采用MSC．Nastran软件,针对飞机存系留情况下,系留索的单向承载性及起落架与地面的非线性接触特性,通过应用非线性间隙单元,建立了非线性静力仿真模型,并计算了飞机在系留状况下,各系留索承受的张力及各系留点所受的载荷,计算中同时考虑了起落架缓冲支柱空气弹簧力对于系留载荷的影响,从而为飞机系留载荷提供了一种新的有限元计算方法。     

一种分析轮式起落架直升机“舰面共振”的方法

 针对轮式起落架直升机，提供了一种“舰面共振”动力稳定性分析方法。首先，针对直升机在舰面上随舰船一起摇晃时左右起落架受载不对称的状况，近似采用受对称载荷产生对称变形、受非对称载荷产生非对称变形的方法计算了直升机的平衡状态；其次，根据轮式起落架轮胎和缓冲支柱刚度和阻尼共同作用的特点，结合轮式起落架的几何关系，采用复刚度的方法得出起落架作用于机体的刚度与阻尼；最后，用桨叶振动模态法对轮式起落架的直升机进行了不同旋翼升力卸载以及鱼叉系留与否的“舰面共振”动力稳定性计算分析，并通过算例得到验证。     

基于LMS Virtual. Lab的系留气球仿真与优化

系留气球在近地面收放过程中存在俯仰角过大的问题，为了更全面地了解收放过程中不同因素对球体俯仰角的影响，采用LMS Virtua1. Lab建立了带滑轮索具系统的系留气球三维动力学模型进行仿真分析，结果表明，仿真结果与理论计算、测量数据都有较高的符合度。进而运用试验设计( DOE)方法，探索典型风速下球体俯仰角的响应区间。最后基于响应面模型的优化技术，对滑轮索具系统设计进行优化，有效改善了球体在收放过程中俯仰角过大的问题。仿真模型对系留气球系统设计及收放控制有一定的指导作用。     

考虑轮胎变形的系留计算模型研究

 对传统舰载机的系留计算模型进行了改进:在系留计算模型中不仅考虑系留索的弹性变形,还考虑舰载机轮胎的压缩变形;把系留计算的位移状态由平面的3个自由度增加到空间6个自由度;利用船纵横摇和升沉加速度的周期、峰值等参数形成的余弦曲线作为各船运动参数的输入形式。通过二维模型分析和实际模型计算表明,上述模型的改进在结果上增加了系留索的计算载荷,提高了系留计算的准确度,这对提高舰载机的机体强度,减轻舰载机的结构重量和改进系留设备的受力情况提供了更可靠的计算依据。     

风载和冲击载荷下系留塔强度可靠性灵敏度分析

以提高系留塔结构强度可靠性为目的,借助有限元软件分析了系留塔在风和冲击载荷同时作用下的应力分布,获得系留塔应力最大的位置,校核了塔架结构强度是否满足设计要求。在此基础上充分考虑了塔架结构的尺寸分散性,将可靠性分析方法和有限元参数化分析方法相结合,采用四阶矩法对塔架的可靠度和灵敏度进行分析。分析结果表明:系留塔的强度失效概率Pf=4.65×10-7;方管的壁厚是影响系留塔强度可靠性的主要因素。     

地面系留对直升机动力响应的影响

 建立了系留状态下直升机旋翼/机体耦合非线性动力学模型,无铰旋翼简化为当量铰刚性桨叶模型,假定机体是刚性体并受起落架和系留索的约束,系留索静态时松弛并只能承受拉力。采用数值仿真研究了系留对模型旋翼地面共振的影响,对初始扰动和旋翼转速对系统动力学行为的影响也进行了仿真研究。对于无系留的模型旋翼来说,在任何转速下没有出现不稳定现象;地面系留时系统会呈现稳定响应、极限环以及大幅值振荡等非线性动力学行为,大幅值振荡将使系留索、接头和支持结构承受破坏性动力载荷。     

舰载直升机系留座的布置优化

本文根据舰载直升机系留索的受力特点,推导出系留索的张力计算表达式,利用遗传算法对系留点的位置进行优化,得到了各海况下系留点的优化布局形式和系留索的张力值,最后对得到的结果进行综合分析比较,确定了最佳的系留座布局形式。     

系留气球纵向稳定性分析

系留气球是一种应用广泛的空中平台。其运动特性是球体和系留缆绳两者的复合,总体气动布局、系留缆绳参数及风场环境对其稳定性影响非常显著,运动模态不同于一般飞行器。本文通过对球体和系留缆绳的受力特性分析,建立了其纵向运动学方程及其运动学方程的求解方法,分析了在不同风场环境下的运动模态,并数值仿真了在阵风作用下球体和系留缆绳的动态响应特性。     

复合材料变厚度加筋板后屈曲耐久性/损伤容限一体化设计研究

在先进的复合材料飞机结构上大量采用复合材料加筋板这种结构形式。因此,本文着重研究了复合材料变厚度加筋板后屈曲、冲击损伤与冲击损伤对承载能力的影响,以及复合材料变厚度加筋板冲击损伤、后屈曲、耐久性/损伤容限设计一体化综合试验方法。最后,作者根据多年从事飞机型号结构设计经验,并结合本文的研究结果,总结出15项复合材料变厚度加筋板后屈曲耐久性/损伤容限一体化设计技术,以期对我国预研新机的复合材料飞机结构设计,对已研飞机的复合材料飞机结构改进、评定有所启示。     

旋翼/机身气动干扰的数值模拟

通过求解粘性非定常可压缩N-S方程,发展了旋翼/机身气动干扰的数值模拟方法,主要技术措施包括:(1)通过ADT数据结构,建立了高效的多块对接网格动态重叠技术;(2)在可压缩方程求解中引入低速预处理方法,克服低速流场求解时的刚性问题;(3)加入了多重网格方法,提高收敛效率;(4)湍流模型方程求解需要反复计算壁面最近距离,采用Wigton的优化算法很大程度上提高了计算速度。利用建立的计算方法对佐治亚大学(GIT)旋翼/机身干扰模型进行了数值模拟,分别比较了机身表面的平均压力分布、旋翼的下洗流场以及非定常压力脉动,对干扰现象及其流动机理进行了分析。     

乘波体前体气动特性数值计算及实验验证

对机身/发动机一体化构型的乘波体的气动特性进行了数值计算和分析,采用格心格式的有限体积方法求解雷诺平均N-S方程,对一体化构型的乘波体三维粘性流场进行了数值计算,同时对同一构型的测压模型进行高超声速测压风洞实验,计算结果与实验吻合良好。结果表明：乘波体具有高升力、低阻力及大升阻比特性,飞行器前体预压缩效果明显,气动特性良好。     

Advanced Aircraft Electric System

The topics, advanced aircraft electric system and all-electric airplane, inspire a broad range of concepts from the evolutionary to the revolutionary. The revolutionary developments are exciting to the research and development community but find little encouragement or acceptance from airframe developers whose objective is to build an advanced technology airplane using only-off-the-shelf, proven equipment. Their anthem rings "We know how bad the ___________ is, but we have learned to live with it. We have only your vision of how good an advanced system will be and fear to chance it. "However, the cost of living with these known systems combined with the escalating cost of fuel and the military need to address advanced mission capability demands more than a patch called improved reliability and maintainability. The time is at hand to demonstrate an evolutionary approach to achieve a revolutionary improvement. This paper describes an advanced electric system, the life cycle cost improvement anticipated, and the evolutionary means to implementation.     

超燃冲压发动机/机体一体化优化设计

构建了包括前体/进气道、燃烧室、尾喷管/后体的一体化性能计算程序和优化设计平台,对性能计算程序的适用性进行了验证.进行了燃料为氢的超燃冲压发动机/机体一体化优化设计,对优化设计得到的超燃冲压发动机/机体一体化构型进行了二维数值模拟.计算结果表明:氢燃料超燃冲压发动机/机体一体化性能计算程序准确性较好,优化结果具有较高可...     

高超声速弹性飞行器前体压缩性能分析

针对全尺寸的吸气式高超声速飞行器的低阶弹性弯曲模态极易被控制和扰动输入激发的特点,提出了一种基于准定常激波膨胀波理论进行前体处于振动条件下的气流参数计算方法,然后用该方法分析了一个具有二维可调进气道的全尺寸吸气式高超声速飞行器机体弹性弯曲振动对前体压缩性能的影响.分析表明:对于实际飞行中可能发生的小振幅的低频弯曲振动,...     

机体屏蔽特性测量

飞机经常在恶劣的电磁环境中飞行,为使机内的设备不受损害,除了保证机载设备具有足够的抗干扰能力外,还应提高蒙皮的屏蔽效能。本文在分析机体屏蔽特性的基础上,着重讨论了飞机屏蔽效能的测试方法,并介绍了提高机身屏蔽效能的设计措施。     

一体化红外抑制器后机身狭缝进口布置对气流组织和红外辐射特性的影响

针对一体化红外抑制器后机身顶部狭缝进气口布局的精细化设计需求,提出了改变进气狭缝位置以及面积的4个方案,基于旋翼下洗气流和尾桨气流的简化模型进行了后机身内外流耦合流动传热数值研究,并运用正反射线追踪法计算得到了后机身3~5 μm波段和8~14 μm波段的红外辐射强度空间分布,通过对比分析了狭缝进气口布局对一体化红外抑制器后机身气流组织和红外辐射特性的影响。结果表明：旋翼下洗气流对于机身两侧排出的热喷流掺混作用有所差异,存在尾桨气流时排气热喷流对喷口附近机身壁面的局部加热效应更显著;后机身顶部进气位置影响旋翼下洗气流的进气流量以及机身内部气流流动,进气口布置在后机身顶部外侧不利于旋翼下洗气流的导入,而进气口布置在后机身顶部内侧则导致旋翼下洗气流在混合管与机身壁面之间的局部流动较弱,使得该区域的气流温度较高;进气口面积增大虽有利于减小表面局部热点区域,却导致后机身上方的红外辐射强度有较大的增强。因此,进气口的位置和面积是重要的设计参数,合理的后机身内部气流组织可以提供有效的混合管冷却和后机身壁面热防护,改善3~5 μm波段和8~14 μm波段的红外辐射强度空间分布。     

高超声速弹性飞行器后体/外喷管建模与分析

考虑到全尺寸吸气式高超声速飞行器的机体弹性弯曲振动极易被激发,提出了一种包含机体弹性弯曲影响的外喷管建模和分析方法.该方法首先用虚拟激波膨胀波法确定剪切层的位置,然后用影响系数法求解外喷管中的准一维流,并用活塞理论修正后体下表面的压力.用该方法对一个全尺寸吸气式高超声速飞行器的后体/外喷管进行了仿真分析,结果表明,仅考虑低频、小振幅的后体弹性弯曲运动对外喷管性能的影响并不显著.