飞机典型结构冲击试验件设计方法

以弹射方式起飞的舰载机在弹射过程中,存在长冲程、量值很大的冲击弹射载荷,此时在飞机结构的薄弱部位,会产生很大的冲击应力响应。为了验证飞机实际结构对弹射载荷的承载能力,需要开展飞机结构典型部位的冲击试验。此种冲击试验需要在水平冲击试验台上进行,但是实际弹射载荷超过了水平冲击试验台的试验能力,只有通过对试验件和载荷同时进行缩比,适应水平冲击试验台的试验能力,才能保证试验的顺利进行。文中的冲击试验件,通过采用文中的方法进行缩比,满足了试验要求。通过测试试验件上的冲击响应,可以通过比例换算得到真实飞机结构上的响应。     

面向弹射/拦阻过程的机载系统抗冲击试验方法

相对于陆基飞机,舰载机苛刻的使用环境对起落架、拦阻钩等系统及其机载设备的强度设计提出了更为苛刻的要求.需要有更完善的试验验证手段,对机载系统在弹射、着舰与拦阻冲击载荷作用下的动强度设计进行评估,对系统的可靠性进行考核.依据现有规范和实测数据,从舰载机弹射/拦阻冲击环境和试验系统构建入手,研究了试验条件由来、试验方案实施...     

基于ADAMS的弹射座椅弹射出舱姿态研究

座椅弹射出舱阶段作为整个弹射救生过程的初始阶段,其出舱姿态参数的准确获得对弹射座椅研制非常重要,是座椅进行姿态控制、提高救生性能的关键和前提条件.本文以某型弹射座椅为研究对象,计算了弹射座椅在高速弹射时出舱过程的气动载荷,并针对高速状态弹射建立了考虑弹射筒变形和气动载荷的弹射座椅出舱过程刚柔耦合仿真模型.通过动力学仿真...     

头盔弹射出舱遭遇气流冲击过程的数值模拟研究

某新型头盔在弹射出舱试验时,由于受气流冲击作用,外盔遭撕裂破坏。该头盔内外盔之间存在较大的空腔,初步分析认为,弹射出舱时,外部高速气流通过缝隙(护目镜与氧气面罩之间、泄流孔等)冲入空腔,将可能产生较大冲击载荷。针对此特点,采取的求解策略为,首先求解定常N-S方程,模拟缝隙打开前头盔的外部流场;然后求解非定常N-S方程,模拟打开缝隙后外部高速气流冲击内外盔空腔的非定常过程,从而近似模拟头盔弹射出舱过中遭遇气流吹袭的瞬态过程。同时研究了来流速度、弹射高度以及迎角等因素对头盔遭遇气流冲击的影响,分析了内外盔遭受的动态载荷。研究结果表明:在高速气流冲击下,该头盔外盔侧边缘的瞬间内外压差达到0.6个大气压,且分布不均,可能是造成其被撕裂的主要原因。     

舰载机弹射起飞前起落架牵制载荷突卸动力学分析

舰载机弹射起飞过程中,由于牵制载荷突卸而产生的前起落架沿航向的快速振动会给机体结构和设备都带来严重的疲劳问题,为研究该振动现象并提出解决方案,建立了舰载机弹射起飞动力学模型,分析计算了前起落架的受载情况,并详细论述其动力学成因,推导了消除前起落架振动现象的充分必要条件.研究结果表明:牵制载荷沿下扭力臂轴向的载荷分量所造...     

舰载机前机身结构地面弹射冲击响应

以舰载机前机身结构和前起落架部分构件为研究对象,分析其在地面弹射过程中,弹射力冲击下的动态响应。通过地面弹射模拟试验和刚柔耦合模拟对比分析,发现试验结果与模拟结果基本吻合,从而验证了地面模拟弹射冲击加载试验方法的可靠性及刚柔耦合模拟方法的可行性。由试验结果和模拟分析,可得出弹射过程中飞机前机身结构最大过载传递路径和应变分布,同时给出了前机身动态应力分布。地面弹射试验和模拟为舰载机的结构设计、强度校核以及整机弹射试验提供了参考依据。     

计及弹射滑车质量的某舰载无人机弹射动态响应分析

舰载无人机是未来海上作战的关键装备,其弹射动态性能严重影响起飞安全。弹射滑车与舰载机起落架弹射杆相连,在牵制杆突卸弹射滑跑过程中共同组成一个耦合动力学系统。目前,国内外尚缺乏对此耦合系统动力学特性的研究。以由某无人机改造的弹射型为研究对象,建立了包含弹射滑车质量的弹射动力学模型,并开展了拖拽弹射过程的动态响应分析,结果表明：弹射滑车的惯性力会沿着弹射杆传递到前起落架上,拖拽弹射过程中前起落架载荷波动幅度增大,前起落架撑杆、弹射杆以及前轮垂向载荷峰值分别增加了23.4%、21.6%和14.0%;前起落架缓冲器压缩量变化范围扩大了30.4%;前起落架纵向和垂向的载荷振荡频率分别从90.9 Hz和5.2 Hz降到26.3 Hz和4.4 Hz。     

飞机弹射座椅椅载设备载荷谱获取方法研究

椅载设备作为飞机弹射座椅的重要组件,是弹射救生过程有序、可靠、安全实现的重要保障,其在振动环境下的力学行为直接关系到座椅弹射救生过程的成败,因此准确获取椅载设备的载荷谱并开展椅载设备在动力学环境下的力学性能分析具有重要的理论价值和工程意义。以某型飞机弹射座椅为研究对象,将获取的弹射座椅载荷谱作用于弹射座椅,通过数值仿真分析提取并包络椅载设备安装位置处的响应,得到椅载设备的载荷谱。获得的载荷谱相比之前直接将弹射座椅载荷谱作用于椅载设备更符合实际情况,分析结果能够为椅载设备研究的可靠性提供数据支撑。     

航空材料的冲击疲劳问题研究进展与展望

材料的冲击疲劳问题在航空工程中大量存在,舰载机的弹射起飞、拦阻着舰都是典型的冲击疲劳问 题。本文梳理了冲击疲劳概念的早期发展历程,综述了自2000年以来冲击疲劳领域的主要研究进展,包括材 料冲击疲劳性能的主要影响因素、材料冲击疲劳试验方法、冲击疲劳的损伤表征和寿命预计以及冲击疲劳问题 的数值计算方法等,指出材料的微观结构、边界条件、使用环境、冲击载荷类型等对冲击疲劳性能有显著影响。 总结了航空工程中冲击疲劳问题面临的主要挑战,并结合未来工程结构设计的需求,展望了航空领域冲击疲劳 技术的未来发展方向。     

舰载机偏中心定位弹射起飞弹射杆载荷分析

 考虑舰载机偏中心定位,建立了六自由度弹射起飞动力学模型,对偏中心弹射过程中弹射杆受载情况进行了分析计算,讨论了初始偏心距离和起飞重量对弹射杆载荷的影响,并详细论述了其动力学成因。研究结果表明：飞机的滚转运动是导致弹射杆承受较大弯矩和扭矩的主要原因;弹射杆弯矩和扭矩随初始偏心距离的增大而迅速增大,但其轴向拉力受初始偏心距离影响较小;在弹射滑跑初始阶段,弹射杆的轴向拉力、弯矩以及扭矩随起飞重量的减小而增大,而在弹射滑跑后期,弹射杆所受载荷则随起飞重量的减小而减小。     

水下燃气-蒸汽弹射气-液两相流场数值研究

基于计算流体动力学方法和均质多相流理论,采用汽化模型模拟燃气与冷却水的汽化过程,使用动态网格分层技术模拟导弹的运动,对燃气-蒸汽弹射气-液两相流场进行三维非定常数值研究.通过与固体火箭发动机尾焰喷水效应实验对比,验证了数值方法的有效性.研究了弹射过程中流场结构、二次流现象和变深度弹射载荷和内弹道变化规律.结果表明:导弹弹射过程中汽化现象发生在弯管壁面处,汽化后的燃气-蒸汽高温区随着发射筒体积的增加发生偏移;燃气-蒸汽在发射筒和弯管截面上存在隔离区和二次流动现象,并且形成不同结构形式的漩涡;弯管受到的最大冲击力出现在0.16s附近和30°~ 60°弯曲角范围内;弹射深度每增加10m,观测点压力增加0.25MPa,弹动时间延迟0.01s.      

高速弹射试验机操稳性能的计算与试飞

本文介绍了为研究高速弹射试验机的操稳性能和在弹射力扰动下飞机的动态响应,把弹射力以瞬态脉冲载荷的形式作用于飞机时所建立的数学模型和采用的计算方法.把计算结果与试飞结果和原型机试飞结果作了比较,计算结果与试飞结果的一致性是令人满意的。这为高速弹射试验机的安全飞行和指导飞行员实施弹射试验提供了可靠的依据。     

冲击载荷作用下的锥壁失效仿真及试验验证

根据航空发动机支承锥壁结构受力特点,对风扇叶片飞失冲击载荷作用下的锥壁失效破坏机理进行了研究.利用显式动力学有限元仿真方法,对冲击载荷作用下的锥壁结构动态失效过程进行了瞬态分析.开展了对锥壁的落锤冲击试验,并与分析结果进行了对比验证.试验和分析结果表明:冲击载荷作用下锥壁减薄处破坏为剪切失效破坏.采用的显式动力学有限元...     

航空发动机短舱泄压门冲击载荷结构拓扑优化技术研究

部分航空发动机零部件的工作载荷类型属于冲击载荷,采用静力学强度判定准则无法证明其设计符合性,导致无法采用静力学载荷对其进行结构优化,需要建立基于冲击动力学载荷的航空发动机结构拓扑优化方法.以航空发动机泄压门铰链为研究对象,通过结构冲击动力学载荷拓扑优化技术研究,建立短舱腔压导致的泄压门弹开载荷作用下拓扑优化方法,提高泄...     

舰载机机身加筋壁板屈曲疲劳试验

舰载机弹射起飞和拦阻着舰的张力场屈曲波在机身壁板上产生附加的拉伸或弯曲应力,从而显著降低结构疲劳强度、改变疲劳破坏部位。以张力场梁形式的三点弯曲试验开展了反复屈曲下的疲劳特性研究。通过疲劳试验测得的临界屈曲载荷与按工程张力场理论得到的临界屈曲载荷对比,吻合较好。根据3级不同载荷水平下的疲劳试验结果,给出了张力场梁屈曲疲劳试件的无量纲载荷比-寿命曲线及载荷比-张力场系数曲线。根据张力场系数与载荷关系、载荷寿命曲线及飞机寿命指标可控制张力场的严酷程度来开展机身壁板轻量化设计。本项工作为舰载机机身壁板在弹射起飞和拦阻着舰过程中的反复屈曲疲劳问题评定积累了数据。     

航空发动机承力系统抗变形能力评估

针对航空发动机承力系统的结构和力学特征,基于安全性设计要求,建立了整机承力系统抗变形能力的评估方法,分别从结构固有抗变形能力、稳态载荷下的抗变形能力以及瞬态冲击载荷下的抗变形能力3方面提出了当量刚度、间隙匹配系数、冲击放大系数3个评估参数.以典型高涵道比涡扇发动机承力系统为对象进行了抗变形能力评估.结果表明:以截面的等效刚度和承力系统最大等效刚度的比值作为结构当量刚度,以稳态载荷下整机系统各个截面的最小间隙与 最大间隙的比值作为间隙匹配系数和以瞬态冲击载荷与各个支点及安装节上支反力的最大峰值载荷的比值作为冲击放大系数,这3个参数均能较好地反映出整机承力结构的危险位置和极限载荷下的响应特征.最终的评估结果可以为承力系统结构方案设计和优化提供参考.      

加筋复合材料结构的冲击载荷识别

 提出了一种冲击载荷识别方法,同时识别冲击位置并重建冲击载荷时间历程。该方法采用一组适当的参数来表示冲击载荷,将时域内的载荷识别问题转换为参数识别问题;通过最小化冲击响应模型计算结果与实际量测信息之间的差别,智能优化方法自适应地识别出描述冲击位置和载荷时间历程的参数。该方法算法明确、过程简单、通用性强。将此方法应用于复合材料加筋结构的冲击载荷识别,加筋结构等效为材料性质不均匀分布的层板结构,采用假设模态法建立正向冲击响应模型。数值仿真结果表明了本方法的有效性和可应用性。     

金属橡胶冲击隔振系统试验

金属橡胶抗冲击隔振器利用干摩擦和弹性变形消耗冲击能量,实现缓冲减振的目的.针对某飞行器抗冲击隔振的需求,设计了金属橡胶抗冲击隔振器,并进行了冲击试验,结果表明最大加速度响应和冲击隔离系数随着冲击时间增加而加大,同时冲击隔离系数受冲击载荷的大小影响.在冲击载荷较小时冲击隔离系数随冲击载荷增加而减小,超过一定范围后,冲击隔离系数随着冲击载荷的增加而加大.      

金属材料与结构冲击疲劳问题研究综述

航空、航海、枪械及石油开采等领域的一些金属结构件,常常会承受多次冲击载荷,形成冲击疲劳失效.材料与结构在冲击疲劳载荷下的失效特性往往不同于常规疲劳失效,不能沿用常规疲劳试验测试与寿命分析方法进行冲击疲劳性能测试与寿命预估.为了充分认识和了解目前关于金属材料的冲击疲劳特性,以及冲击疲劳试验测试方法和理论分析方法,本文综述...     

舰载飞机弹射起飞参数的优化研究

为了充分利用各种有利因素提高舰载飞机的弹射起飞性能，采用共轭方向法对舰载飞机弹射起飞参数进行了优化研究，优化计算结果表明，单独依靠前起落架的突伸会导致过大的前起落架载荷，只有把前起落架的突伸和升降舵的操纵相配合，才可以获得满意的弹射起飞航迹。