某型飞机起落架结构件气动噪声仿真与试验研究

起落架噪声是飞机着陆阶段噪声的主要组成部分。以某型飞机前起落架为研究对象,通过分离涡模拟方法对其支柱及扭力臂结构件简化模型的周围流场进行非定常计算,利用Fw—H方程积分法对各部件表面产生的声场进行求解,分析缓冲支柱及扭力臂结构件气动噪声的产生机制、声源特性。对该飞机起落架支柱及扭力臂结构件进行声学风洞试验,通过麦克风对噪声的测量获得结构件噪声频谱特性。仿真及试验结果均表明：支柱及扭力臂结构件气动噪声包含支柱和扭力臂引起的钝体扰流噪声和两者相对位置引起的干扰噪声,支柱噪声对总噪声的贡献大于扭力臂噪声,噪声辐射特性具有偶极子声源的辐射特性。     

大型水陆两栖飞机地面滑跑稳定性分析与仿真

起落装置直接关系到飞行器的起飞与着陆安全,是其重要部件和系统之一。大型水陆两栖飞机的起落架设计需在空气动力学与水动力学领域得到协调,是一个更为复杂的动力学问题,同时也是当前大型飞机研制中亟待解决的问题之一。基于多体动力学理论与LMS Virtual.Lab仿真环境,建立某大型水陆两栖飞机地面滑跑过程的动力学模型,通过对其地面对称滑跑等情况的仿真计算,着重对滑跑过程中的航向稳定性进行分析,实现水陆两栖飞机对称滑跑动力学分析与仿真。     

基于灰色系统GM（1，1）模型的疲劳寿命预测方法

将疲劳现象视为存在于一个灰色系统中,提出了运用灰色系统理论,通过建立灰色系统GM(1,1)模型预测构件疲劳寿命的新方法。对某试件的实验数据进行分析和计算。结果表明,该方法使疲劳寿命预测误差由原来的61.4%减小到24.1%,预测结果偏于安全,说明该方法具有较好的预测精度和工程实用价值。     

月球着陆器软着陆状态跳跃半主动控制

 将磁流变阻尼器应用到月球着陆器着陆机构中,进行减震与缓冲。考虑到着陆初始姿态角的不定和月面斜角的未知,建立起着陆器软着陆动力学模型。基于磁流变液在高速流与长冲程时的阻尼特性,分析了磁流变阻尼器的力学特性。应用安全角面的概念定义安全着陆所要求的着陆初始姿态角与月面斜角之间的关系,建立状态跳跃控制策略,实现软着陆半主动控制。通过与某型被动控制的着陆器进行对比分析,研究了半主动控制。研究结果表明：当允许的最大加速度响应不超过8g时,磁流变半主动状态跳跃控制的安全角面为理想安全角面的0.977 4,是被动控制安全角面的4.2倍,最大加速度变化的相对标准差为被动控制的0.59;而且当着陆初始姿态角以及月面斜角很大时,月球着陆器姿态角变化少,保证月球着陆器平稳着陆。     

月球着陆器有效载荷着陆冲击响应分析

针对传统月球着陆器着陆冲击分析方法未能准确考虑结构柔性对有效载荷着陆冲击响应影响的缺点,提出了一种基于非线性瞬态动力学的着陆器有效载荷着陆冲击响应分析方法。以某型月球着陆器为对象,取其搭载的月球车为研究的有效载荷,建立月球着陆器着陆冲击非线性有限元分析模型。通过分析结果与试验结果对比,验证了模型及方法;进而分析了3种工况下月球车的着陆冲击响应,并研究了着陆器机体及着陆腿结构柔性对其着陆冲击响应的影响。研究结果表明：该方法较之传统着陆冲击分析方法可更为准确的分析有效载荷的着陆冲击响应;着陆器机体和着陆腿结构弹性均能起到减缓月球车着陆冲击响应的作用,其减缓效果分别为0.54g和0.52g,而二者共同作用的减缓效果更是达到了1.54g;着陆腿弹性对所有有效载荷的着陆冲击响应均有减缓作用,但机体结构柔性的减缓作用对其他有效载荷是否适用则需进行有针对性的分析。
     

三参数Weibull分布参数的极大似然估计数值解法

利用降阶思想,给出了一种新的求解三参数Weibull分布参数的极大似然估计数值方法。该方法首先假定形状参数已知,将三元方程组转化为二元方程组,并用二分法求解该二元方程组的数值解,然后将尺度参数和位置参数表示成形状参数的函数,此时极大似然函数仅是关于形状参数的单变量函数,再次应用二分法即可得出形状参数的最优估计结果。该算法稳定,不需要赋予初始值,对样本数量没有限制。与其他方法相比,具有计算精度高、运算速度快的优点,便于工程应用。     

某大型地效飞行器及其驮运巡航状态气动特性数值模拟

研究地效飞行器及其驮运负载飞行器巡航状态的气动特性,对大型地效飞行器的研发具有重要意义。采用求解N-S方程的有限体积法,分别针对地效飞行器巡航状态及其驮运负载飞行器巡航状态进行数值模拟分析。结果表明:综合考虑升阻比与阻力的大小,地效飞行器巡航状态机翼的最佳安装角为5.5°;综合考虑升阻比与巡航飞行的安全性、操纵性,地效飞行器巡航状态的最佳飞行高度为8 m;综合考虑巡航经济性以及从巡航状态过渡到分离状态的安全性与可靠性,两机驮运巡航状态下负载飞行器的最佳迎角为3°。     

某高速着陆无人机方向舵纠偏控制设计及性能分析

无人机高速着陆过程中,由于侧风或初始干扰导致的滑跑侧偏极其危险。基于高速状态下方向舵纠偏效率高的特点,建立某无人机高速着陆动力学模型,设计方向舵纠偏控制策略,并基于Matlab/Simulink平台建立无人机滑跑非线性动力学模型及方向舵纠偏控制模型;对具有初始1°偏航角和1m/s持续垂直侧风情况下的无人机着陆工况进行仿真分析,并通过控制着陆速度、着陆初始姿态角和侧风强度,分析纠偏控制系统的性能。结果表明:所设计的纠偏控制系统具有一定的航向纠偏和抗持续侧风能力,最大侧偏距小于3 m,偏航角小于5°,较好地实现了高速滑跑阶段的侧向纠偏性能。     

模糊PID控制对轮橇式起落架飞机滑行减振的影响研究

飞机在地面滑跑过程中产生的振动严重威胁着飞机起降安全。针对新型轮橇式起落架飞机在滑行时受到地面随机激励而产生剧烈振动的问题，本文在多体动力学软件LMS Virtual.Lab Motion中建立了轮橇式起落架飞机全机着陆滑跑动力学模型，基于高斯白噪声经典随机过程建立随机道面激励模型，在MATLAB/Simulink中设计了半主动控制缓冲器，通过LMS Virtual.Lab Motion与MATLAB的联合仿真方法，分析对比了缓冲器被动减振、半主动PID控制和半主动模糊PID控制三种控制律作用下轮橇式飞机的滑行振动特性。研究结果表明，所设计的模糊PID半主动控制缓冲器，能够有效减小机体垂向振动位移和垂向载荷，并且可消除飞机刹停后的动态误差，使飞机更快达到静止状态。通过多工况仿真验证了该控制方法的适应性和有效性。