某型无人机主起落架缓冲器卡滞特性分析

某无人飞机在飞行试验中,出现主起落架在地面运动中缓冲器卡滞现象。以该无人机主起落架为研究对象,建立了简化受力分析模型,并推导了该型无人机主起落架上下轴承支反力与地面载荷的函数关系。估算了该型无人机主起落架的地面载荷工况,并据此进行了缓冲器静态和动态临界摩擦系数分析。分析表明:在偏航着陆工况和最大回弹载荷工况下,临界摩擦系数为0.008 6和0.050 4,易发生卡滞现象。     

支柱柔性对起落架缓冲器摩擦力的影响

旨在通过缓冲支柱柔性对起落架缓冲器摩擦力的影响研究,为起落架缓冲器摩擦力建模方法和柔性起落架防卡滞设计提供技术指导。伴随着超高强度钢的逐步应用,刚度问题成为起落架设计中日益突出的矛盾问题,传统的缓冲支柱刚性假设可能并不适用于一些新类型起落架的分析。本文结合某无人机飞行试验中出现的主起落架缓冲器卡滞问题,首次建立了考虑支柱柔性影响的起落架缓冲器摩擦力模型,计算了最严重工况下的摩擦力值,并与缓冲支柱刚性假设计算得到的摩擦力值进行了对比分析。分析表明在考虑支柱柔性和理想平面滑动轴承约束的情况下,摩擦力大小为原来的6倍,缓冲器发生卡滞。分析了平面滑动轴承的实际约束情况,提出了轴承支承变形协调系数的概念,并分析了其与摩擦力和卡滞的关系,进而研究了支柱外筒和活塞杆刚度对于缓冲器摩擦力的影响。研究表明在变形协调系数不小于0.53时,缓冲器发生卡滞;适当改变活塞杆和外筒的刚度使其相匹配可以降低缓冲器的摩擦力。     

起落架电传前轮转弯仿真与性能分析

起落架的性能对整机的安全性和舒适性具有真接的影响。以国产在研某型飞机转弯系统为研究对象,通过Virtual.lab和Imagine.lab联合仿真的分析方法对前起落架转弯系统进行仿真与分析,并通过敏感性分析确定起落架前倾角、轮间距、稳定距和轮胎垂直刚度等参数对起落架最大静转弯力矩的影响。分析结果表明:起落架前倾角对前轮最大静转弯力矩影响最大。     

两种不同形式前起落架缓冲与前轮转弯性能对比研究

缓冲与前轮转弯纠偏性能对起落架设计具有重要影响。采用ADAMS软件分别建立支柱式和摇臂式前起落架的飞机刚柔耦合动力学模型,并分别对前起落架的着陆缓冲和转弯纠偏过程进行动力学仿真及对比分析。结果表明:在同种着陆工况下,支柱式比摇臂式前起落架样机在前起落架航向所受合力更大,前轮接地后的俯仰角速度和机头下沉量相差不大;支柱式比摇臂式前起落架样机在更小的操纵力矩、转弯角度和侧向加速度下就会发生飞机侧滑。研究结果可为前起落架的设计和选取提供有益参考。     

某教练机应急钢索开锁机构优化设计

起落架应急系统是一套独立于主系统的机构,其工作的可靠性影响着飞机的着陆安全.基于某教练机后舱操作应急钢索开锁机构出现卡滞现象,分析了该机构自身构成,以及在飞机机体上的安装布局,提出了优化设计改进方案,改进后机构不发生卡滞,应急钢索开锁机构工作的稳定性增强,可靠性提高.     

某型飞机尾起落架转弯困难分析

推导了某型飞机尾起落架主支柱转角与缓冲器行程的关系,以及尾起落架主支柱转角与轮轴倾角之间的关系,并指出在停机载荷下,尾起落架轮轴倾角受到主支柱转角的影响。将某型飞机与它同类型飞机尾起落架的转弯情况进行了比较,发现某型飞机尾起落架转弯困难的原因是:在停机载荷下,缓冲器压缩量较大,轮叉转动较小的角度就可以导致轮轴与地面之间产生较大的倾角。在满足缓冲性能的基础上,将某型飞机的尾起落架缓冲器重新进行了充填,提高其充气压力,减少灌油量,使尾起落架缓冲器在停机载荷下的压缩量为0。缓冲器经过重新充填后,在停机载荷下,该型飞机尾起落架轮轴与地面的倾角始终为0°,机轮垂直地面,即使在小转弯半径条件下,牵引转弯和首飞滑跑转弯时,尾起落架机轮左右转动也很灵活。改变该飞机尾起落架缓冲器充填参数后,解决了转弯困难的问题。     

四轮起落架飞机地面滑跑转弯分析

现代飞机对其地面滑跑性能的要求日益提高,同时要求能够在条件更加苛刻的环境下运行.以四点式起落架布局飞机为研究对象,基于阿克曼转向几何原理,推导该飞机地面滑跑时两个前轮之间的转角关系.在Adams/Aircraft中建立四点式起落架飞机虚拟样机,并进行其地面滑跑仿真分析.探讨四点式起落架飞机不同前轮作为主动操纵轮时,对转弯半径的影响.结果表明:在相同滑跑条件下,当前轮操纵转弯时,四点式起落架飞机比常规的前三点式起落架飞机拥有更小的转弯半径;当主轮差动刹车转弯时,四点式起落架飞机的转弯半径略大于三点式起落架飞机;四点式起落架飞机的两前轮同时为主动操纵轮时,飞机的转弯半径最小.     

起落架缓冲系统参数优化设计

 同时考虑了起落架缓冲系统性能对飞机着陆和滑行过程中的影响,从改善飞机地面滑行动态响应特性出发,在满足着陆撞击等约束条件下,提出并建立了起落架缓冲系统参数优化设计的方法和模型,并以主起落架缓冲系统优化设计为例,具体讨论了优化过程和结果。实例计算表明,利用本文方法将有效地改善起落架缓冲系统性能。     

起落架越过凸阶性能仿真分析

飞机在起降滑跑过程中,不可避免会受到跑道路面凸阶的影响.本文基于多体动力学理论及LMS Virtual.Lab Motion动力学仿真环境,建立了起落架动力学模型,仿真分析了起落架不同工况下越过凸阶时,起落架各物理参数和飞机重心垂向加速度的变化规律;并通过对前、主起落架分别过凸阶以及主起单轮和双轮越过凸阶两种工况的详细...     

基于Matlab的飞机起落架着陆动态仿真研究分析

机械系统动态仿真技术是机械产品设计开发的重要辅助手段之一,通过对机械模型进行各种动态性能分析,然后改进机械产品的设计方案.本文对某机型支柱式起落架建立了基于Matlab软件的动态仿真模型,并进行了仿真分析和参数优化设计.结果表明,仿真结果与实验结果吻合,参数优化设计合理.所以,基于Matlab软件的动态仿真是可行的.同时所建立的动态仿真模型也为进一步研究起落架的样机试验奠定了基础.     

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。     

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.     

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.      

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。     

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）。     

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。     

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.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。