多度静不定结构强度非线性分析方法

座舱盖为多度静不定结构,静力试验所测试验数据呈现出显著的非线性特征,传统的基于线性力学的理论及分析方法已无法对此种力学特征进行解释,因此需要建立一种新的计算分析方法,准确地对座舱盖静强度进行分析。多度静不定结构强度非线性分析方法对座舱盖强度特性进行分析,确定座舱盖的非线性来源;再对非线性有限元求解分析方法进行研究,确定其对座舱盖非线性分析的适用性;建立了座舱盖细节模型,对座舱盖的非线性特征进行模拟。通过计算结果与试验值的对比,证明基于 ABAQUS 的座舱盖非线性分析能够准确地模拟座舱盖的强度特性,在诸多非线性因素中,材料非线性因素对座舱盖强度计算结果影响最小,边界非线性和几何非线性对计算结果影响较大,工程计算中应重点加以考虑。     

某型飞机新旧座舱盖有机玻璃的疲劳性能研究

对某型飞机新成型座舱盖及使用后座舱盖有机玻璃的疲劳性能进行了试验研究.利用升降法试验得到了指定目标寿命下两种不同情况有机玻璃的条件疲劳极限,利用三参数法拟合得到了两种情况有机玻璃的S-N曲线.对新成型座舱盖及使用后座舱盖有机玻璃的疲劳性能进行了对比分析.对比分析的结果表明,与新成型座舱盖相比,使用后座舱盖有机玻璃的疲劳性能没有显著下降.     

某型飞机座舱盖有限元模型分析及验证

采用PATRAN建立了某型飞机座舱盖有限元模型，用多点约束模拟玻璃边缘与骨架及弧框之间的软连接。通过NASTRAN计算后得到座舱盖有机玻璃上的应力分布，确定了座舱盖的危险部位，并通过了试验验证。     

飞机座舱盖热疲劳试验台设计研究

建立了座舱盖热疲劳试验台试验段流动及换热计算模型,并通过与试验结果的对比及分析,验证了模型的正确性。基于大量数值计算结果及分析提出了座舱盖导流罩型面新的设计思想和设计方案,采用根据该方案修改的导流罩外形,解决了试验中座舱盖前后缘温差超标的问题。     

基于CFD的座舱盖加温疲劳试验台设计方案优选

在对较大面积座舱盖进行长时间高低温频繁转换的加温疲劳试验时,实现座舱盖外表面温度场的均匀分布是保障试验可靠性的关键所在,也是设计疲劳试验台需要解决的技术难题。本文以座舱盖加温疲劳试验台为研究对象,以相互耦合的航向温差和展向温差定义温度场均匀性,考察不同设计参数对温度场均匀性的影响。选取环形通道的试验段和前过渡段为计算区域,并建立了三维非稳态对流-导热模型,基于计算流体力学（CFD）方法开展座舱盖加温疲劳试验台设计参数的方案优选,详细分析了入口温度控制周期、试验段的特征尺寸、入口流量和前过渡段特征角度对温度场均匀性的影响。研究发现：改变入口温度控制周期不会对座舱盖外表面温度分布产生显著影响,而调整试验段的特征尺寸可以明显改变航向温差和展向温差;此外,增大入口流量可以有效提高座舱盖外表面的温度场均匀性,通过改变前过渡段特征角度可以明显改善由风挡温度引起的温差超标问题,研究结果可为座舱盖加温疲劳试验台的设计方案优选提供理论支持。     

飞机座舱盖疲劳试验玻璃老化问题处理方法

通过统计海南日照时间和飞机实际暴露时间的方法,确定座舱盖老化试验的曝晒时间;通过测试新、老玻璃的疲劳性能曲线,确定老化玻璃的寿命保持率,继而计算用曝晒后的座舱盖进行疲劳试验的时间。     

飞机座舱盖热疲劳试验系统的热经济分析

 依据热经济分析理论 ,并结合对飞机座舱盖热疲劳试验系统的运行模拟 ,找出了系统的关键能耗元件 ,针对它的热惯性是造成系统潜在高耗能的主要原因 ,提出了在关键能耗元件加隔热层的改进方案。对某型号座舱盖 100飞行小时试验 ,模拟计算结果的比较表明 ,改进方案能使试验能耗下降 37%。     

用固体火箭发动机抛放飞机座舱盖的探索

文中对用固体火箭发动机应急打开并抛弃座舱盖方案进行了探索。并根据飞机座舱盖抛放总体方案的要求,确定了固体火箭发动机的设计参数。通过地面试验说明该方案是切实可行的。所设计的固体火箭发动机,其性能满足总体要求。     

新一代战斗机座舱盖关键技术与设计方案

座舱是战斗机三大电磁散射源之一，座舱盖雷达散射截面（RCS）的减缩技术是实现新一代战斗机全机雷达隐身性能的关键技术。基于新一代战斗机隐身外形平台，座舱盖在隐身技术、透明件结构、抗鸟撞、弹射救生、光学性能、结构变形控制等领域均面临新的挑战。本文以新一代战斗机为背景，研究了座舱盖性能提升的4项关键技术：座舱盖隐身性能提升技术、大型整体座舱盖透明件结构设计技术、复杂曲面座舱盖光学性能仿真优化技术、大尺寸活动部件变形及状态控制技术。经过上述关键技术研究，完成了新一代战斗机座舱盖设计技术体系的升级，促进了新一代战斗机座舱盖技术和性能的跨代提升。     

风挡和座舱盖透明件边缘连接设计

边缘连接是风挡和座舱盖透明件故障高发区,从而影响了风挡和座舱盖的正常使用。为了解决问题,本文重点介绍了两种边缘连接方式,给出了优化设计方法。同时,对影响边缘连接的因素进行了分析,并通过试验进行验证,在实际应用中取得了良好效果。     

座舱蒙皮外表面气动加热的物理仿真研究

座舱蒙皮外表面气动加热的物理仿真是座舱热特性试验研究的重要基础。把平行射流理论应用于座舱蒙皮外表面气动加热的物理仿真,提出了气动加热物理仿真的新方法。该方法能够满足座舱动态热特性物理仿真的需要,且在人力、物力上较省。提出了用数学仿真控制座舱热特性试验的方法。这些方法已成功地应用于飞机座舱热载荷和热特性试验中。     

飞机座舱盖串级PID加温控制系统设计

座舱盖加温加载试验台是验证飞机飞行时的气动加温和气动加载是否会引发座舱盖疲劳破坏的最有 效途径之一,但在设计与搭建试验台的过程中,不可避免地会遇到座舱盖表面温度场滞后和超调等问题。在交 流换热给座舱盖加温的背景下,对加温系统进行建模,分别给出串级 PID 调节器和加温控制系统的设计方案, 并对控制效果进行分析。结果表明:本文设计的加温控制系统有效地解决了加温过程中温度场滞后及超调的 问题,且灵敏度较高。     

大型飞机座舱温度控制系统控制律设计

大型飞机座舱温度控制系统具有温度控制非线性、强耦合、大迟滞性等特点,对控制律设计提出很高要求。根据系统设计要求,结合执行机构动作特性,提出了一种新型座舱温度控制律。系统控制方案采用压气机出口温度控制、组件出口温度控制、座舱供气温度控制和座舱区域温度控制四级控制;压气机出口温度目标值根据大气环境温度确定,座舱供气温度目标值根据座舱区域温度控制误差确定,组件出口温度目标值根据座舱供气温度目标值中的最小值确定;使用专家比例-积分-微分(PID)控制方法设计各级温度控制器,温度控制器的设计融入了解耦控制算法和系统保护控制逻辑,控制周期由各级温度控制响应特性确定。系统地面试验与飞行试验结果显示,该座舱温度控制系统响应速度快,抗干扰能力强,控制精度高,满足系统设计要求。     

飞机环控系统供气温度、流量和湿度对座舱热负荷的影响

 将歼击机前机身置于电辐射加温器内,当座舱盖温度达６０℃,飞机座舱驾驶杆周围温度稳定在４０℃时,座舱空气调节系统使用不同的供气温度、供气流量、含湿量进行通风降温,观察对座舱温度和人体温度参数的影响。供气温度与座舱三球温度指数（ＷＢＧＴ）和座舱平均舱温（Ｔｄｂ）呈正相关。供气流量３００ｋｇ／ｈ降温效果优于２５０ｋｇ／ｈ。供气温度与２０ｍｉｎ时的平均皮肤温度下降值（ΔＴｓｋ）呈负相关。供气温度高,人体出汗量高,人体热反应明显。ＷＢＧＴ３０℃,使用０℃供气温度在短时间内可使座舱温度和人体Ｔｓｋ降至工效区范围,多数指标可满足国家军用标准的要求。     

“人一舱”热力学数学模型

 本文将互相关联的人与座舱环境组成一个大系统,建立了人-舱动态热力学数学模型。模型所用数据系由实验所得,经验公式亦为实验所验证,因而模型具有较高的可靠性。 运用人-舱动态数学模型可以预测飞行员在各种飞行条件下的多种热生理指标,并进而合理确定或检验空调系统的冷却（或加温）能力及各种性能参数。     

客机发动机转子噪声主动控制研究

基于飞机结构的振动信号和舱内噪声信号,采用FXLMS(Filtered-x Least Mean Square)算法设计主动降噪系统对发动机转子引起的飞机客舱内噪声进行区域化降噪控制.首先对主动降噪技术的基本原理以及采用的算法进行了阐述和推导;然后对客舱中布置的麦克风及振动传感器采集到的舱内噪声和结构振动信号进行分析,...     

ARJ21飞机环控功能自动化试验系统研制

阐述了飞机环境控制系统功能试验的内容和国内新一代ARJ21支线飞机环控功能试验的现状,提出研制飞机环控功能自动化试验系统的架构,研究了飞机环控功能自动化试验中大流量压缩空气流量测量与座舱升降压速率测量的技术方法,最后给出了试验空气加热温度与座舱压力的控制结构.     

航空发动机燃烧室喷嘴内部燃油结焦研究

对在最严重热负荷时喷嘴内部燃油沉积率以及燃油性能参数的变化进行了试验研究。对1个相似的喷嘴试验件进行了传热试验,通过试验修正计算中关键的传热系数,建立了符合喷嘴实际的传热计算方法;用该方法推算发动机在真实条件下发生最严重热负荷的工况,然后进行了燃油沉积率试验,得到了燃油管道沉积率与温度的关系,同时得到了喷嘴和油滤上积沉的特征;对沉积物成分进行了分析,并测定了燃油油样进行性能参数。通过研究结果,提出了改善喷嘴燃油热安定性的措施。     

民用飞机副翼舱结构振动疲劳寿命预计

副翼舱是民用飞机重要部件之一,主要作用为连接副翼并对安装副翼提供支持,将副翼的气动载荷传递到主翼盒上。当受到气动力及其他激励时副翼舱结构产生结构振动响应。副翼舱结构振动疲劳寿命需满足民用飞机适航条款要求,为表明满足适航条款符合性,对随机动载荷激励下副翼舱结构进行振动疲劳寿命预计具有重要意义。以民用飞机副翼舱结构为研究对象,基于试飞实测应变数据、金属材料的随机振动S-N曲线和改进声疲劳寿命估算法,提出了一种适用于振动疲劳寿命预计的工程处理方法。通过飞行试验、有限元仿真、数据分析等相结合的方法进行副翼舱结构优化前后的振动疲劳寿命预计。副翼舱结构优化前损伤位置预测寿命最低为59飞行小时,符合实际损伤位置寿命情况。副翼舱结构优化后应力水平明显降低,寿命满足要求。结果表明：基于实测数据的副翼舱结构振动疲劳寿命预计方法有效,可作为振动疲劳寿命预计的工程处理方法。     

侧载及加热方位对槽道内临界热流密度影响

为了研究侧载以及加热方位对矩形窄缝槽道内临界热流密度特性的影响,在旋转平台上进行了两相流的超重力实验.以蒸馏水为工质,通过改变质量流速、入口温度、侧载大小以及加热方位,获得了发生临界换热现象时的质量流速、实验段压降和壁温的变化趋势,考察了侧载和加热方位对临界热流密度的影响规律,并对侧载下两相流不稳定性进行了简析.实验表明:发生临界换热时,壁温迅速上升,有效加热热流开始减少,关闭加热电源后,实验段压降下降、质量流速回升较明显;侧载以及不同的加热方位对临界热流密度有明显影响;临界热流密度发生前后,蒸汽回流导致进口温度上升,增加了流动的不稳定性.