歼击机水平尾翼大轴的优化设计

为了研究歼击机水平尾翼大轴的结构设计,本文采用工程梁理论进行结构建模,将尺寸变量与坐标变量作为两个设计空间中的设计变量,其中,利用近似函数与黄金分割法相结合进行尺寸优化,再使用Nelder-M ead单纯形方法进行几何优化,分别进行交替优化,直至迭代收敛。实际算例的优化结果表明,与传统的经验设计相比,本方法对大轴结构减重效果明显,在工程上是可行的。     

平尾上反角和静升力对T尾颤振的影响

T尾颤振分析在计算非定常气动力时要计及平尾上反角和静升力等参数的影响。基于片条理论计算由静升力引起的附加非定常气动力，将其引入到用MSC／NASTRAN常规T尾颤振计算得到的广义气动力当中，再用PK法求解T尾颤振，从而建立T尾的颤振工程计算方法。     

平尾均值在武器装备科学技术奖成果评定中的应用

分析、比较了样本均值、截尾均值、平尾均值在统计学意义下的特性和差别,阐述了在武器装备科学技术奖成果评定中,以平尾均值替代样本均值的必要性和意义。     

民用飞机控制律对俯仰机动平尾载荷影响分析

针对中国民用航空规章第25部25.331(c)条规定的两种俯仰机动情况（非校验机动和校验机动）,本文首先对两种俯仰机动条款进行理解,然后对比分析了中国民用航空规章第25部与欧洲的适航认证规范对校验机动情况存在的差异,最后对两种俯仰机动考虑控制律前后分别进行机动仿真计算,进而对飞机响应及平尾载荷计算结果进行对比分析。 计算分析结果表明：1）考虑控制律后,飞机舵面偏度变化较大,进而导致整个机动过程中飞机响应姿态以及最后的机动载荷变化较大;2）对于急剧移动操作器件的非校验机动,考虑控制律后飞机的响应姿态有所缓减,最后导致平尾载荷有所降低;3）对于相对缓慢移动操作器件的校验机动,考虑控制律后飞机的响应更为剧烈,最后导致平尾载荷有所增加。     

一种变结构自适应中制导律设计

应用广义预测拦截点的概念,基于变结构自适应理论,以相对速度偏角为滑模面,设计了一种新颖实用的变结构自适应中制导律并进行了仿真分析,结果显示导弹各项指标均很好地满足要求,验证了该中制导律的可行性与有效性。     

基于零化相对速度偏角的变结构末制导律设计

针对拦截问题,选取导弹和目标的相对速度矢量与导弹—目标视线之间的夹角（即相对速度偏角）作为滑模面,无须对导弹—目标相对运动学方程进行归一化,且不对弹目速度比进行限制,将有关目标运动的加速度和方位信息视为干扰量,应用变结构理论设计了一种变结构末制导律,并应用Lyapunov理论进行了稳定性分析。仿真结果表明,所设计的导引律对目标机动具有很强的鲁棒性。     

CJ818可调式平尾调节机构的初步分析与设计

可调式水平尾翼能减小飞机的配平阻力,比使用升降舵更有利,常被大型运输类飞机广泛采用。对150座级的干线客机CJ818水平尾翼的调节机构进行了载荷分析和初步结构设计,平尾的角度调节范围为(-12°,3°),并利用有限元软件对机构进行了校核分析,达到既满足设计要求又充分发挥材料潜力、减轻结构重量的目的。     

飞机平尾着陆滑跑动态性能分析

飞机着陆滑跑过程中,平尾结构将受到较大的冲击作用和振动激励。为预判结构局部危险部位,给结构强度设计提供参考,需对平尾着陆滑跑过程中的动态性能进行分析。创新性地考虑了飞机滑跑速度和气动力的变化,为有限元计算提供可靠的外载输入,并合理设置约束条件,建立半机体有限元模型,降低计算规模。最后提取平尾各站位处的载荷响应峰值,作出动响应包线,预判结构局部危险部位,如平尾根部,为结构强度设计提供参考。     

开孔壁蜂窝器整流特性实验研究

蜂窝器是安装在风洞稳定段中用来提高风洞试验段气流均匀性、降低气流偏角及湍流度的重要整流装置。普通的实壁蜂窝器需要通过提高蜂窝器单元的长径比来达到提升整流特性的目的,但同时带来了损失系数增加等问题。设计了一种在蜂窝单元壁面开孔的蜂窝器,通过蜂窝器壁面上的开孔,实现了蜂窝器单元之间的旋涡和压力的传递,可以有效地提高蜂窝器的整流效果。在0.55m×0.4m低噪声航空声学风洞闭口试验段中,在不同来流速度条件下,使用热线风速仪对普通蜂窝器和开孔壁蜂窝器下游的速度及湍流度分布特性进行了试验研究。实验结果表明,与普通的实壁蜂窝器相比,开孔率为50%的开孔壁蜂窝器下游的湍流度可降低13.8%,蜂窝器下游的速度分布得到了改善,局部气流偏角也明显减小。在风洞设计中,使用优化后的开孔壁蜂窝器可以减少阻尼网的层数或收缩段的收缩比,从而降低风洞的运行能耗,并减少风洞的建设费用。     

某机放宽纵向静稳定度效益分析

讨论了某机放宽纵向静稳定度后,重心后移量对飞机纵向气动参数的影响,以及由此所引起的飞机配平迎角、平尾偏角及基本飞行性能的变化,为我国未来民机实施放宽纵向静稳定度功能的验证提供了理论依据。