多欧拉域耦合法在平尾鸟撞中的应用

鸟撞是威胁航空安全的重要因素之一。目前的研究多是对单一试件或结构的一次性鸟撞，而对鸟体穿透撞击部位后，对其他结构造成二次冲击的研究较少。为了研究这种问题，基于流固耦合算法，建立了多欧拉域耦合的某直升机平尾全尺寸模型。在考虑空气影响的前提下，详细分析了鸟撞平尾过程、前缘和前梁的损伤形式、平尾的位移响应、鸟撞载荷规律以及冲击载荷对平尾根部结构的影响，并与试验结果进行了对比。研究表明：鸟体在穿透前缘时未发生解体，其对前梁的二次冲击载荷同样很高，平尾结构设计需要考虑鸟撞是否会造成平尾根部断裂，鸟撞载荷具有阶跃函数的特点；结构响应时间对比冲击载荷有明显的滞后效应。     

民用飞机平尾气动载荷计算方法研究

水平尾翼的主要功能是保证飞机具有纵向静稳定性和俯仰可操纵性。民用飞机由于起飞重量大、重心变化范围广,对平尾的操纵性要求很高,为了提高平尾的操纵效率,民用飞机一般采用平尾安定面可微动的设计手段,加上升降舵偏转以及翼身洗流等因素的影响,使得飞行中平尾处的流场变得非常复杂,如何准确或偏保守地确定平尾上的气动载荷一直是民用飞机飞行载荷计算中的一个难点。介绍了民用飞机平尾气动总载荷和载荷分布的计算原理和方法,并提出了如何协调基于测力、测压试验得到的载荷,以及平尾弦向分布载荷的修正方法。     

民用飞机平尾载荷的不确定性及全局灵敏度分析

针对飞行载荷计算输入数据的随机不确定性会导致载荷计算结果波动的现象,采用Monte Carlo模拟方法和基于方差的全局灵敏度分析方法对民用飞机急剧俯仰机动随机平尾载荷进行不确定性及全局灵敏度分析。具体分析了飞机气动特性和重心的不确定性对迎角贡献平尾载荷、升降舵偏度贡献平尾载荷及平尾总载荷的影响,进一步通过全局灵敏度分析找出影响平尾载荷计算结果的主要因素。不确定性分析结果表明:气动特性和重心的不确定性导致迎角贡献平尾载荷的波动程度很大。灵敏度分析结果表明:1)升降舵偏度贡献平尾载荷只受升降舵效率的影响;2)迎角贡献平尾载荷主要受无尾飞机零迎角俯仰力矩系数和重心的影响;3)平尾总载荷受升降舵效率的影响最大,受无尾飞机零迎角俯仰力矩系数及重心的影响次之。此外也验证了方法的有效性,对提高飞行载荷的计算精度有一定的指导意义。     

某型飞机平尾活动间隙的定量检查与控制

对飞机平尾活动间隙的定量检查与控制问题进行了探讨。根据某型飞机全机主操纵系统疲劳试验中对平尾活动间隙的测量及数据分析,结合外场大修飞机的实际情况,给出了平尾活动间隙控制值以及平尾助力器后操纵系统磨损间隙的定量检查要求,便于在飞机定检维护和大修中对平尾活动间隙进行检查和控制。     

基于非定常面元/黏性涡粒子混合法的旋翼/平尾非定常气动干扰

旋翼/平尾非定常气动干扰是导致直升机纵向“抬头（Pitch-up）”现象的主要原因。为在直升机设计阶段准确分析旋翼/平尾非定常气动干扰以及由此引起的低速纵向操纵特性变化,通过涡量等效原则和Neumann物面边界条件建立了适用于旋翼/平尾气动干扰分析的非定常面元/黏性涡粒子混合法。该方法耦合了考虑尾迹时变效应的非定常面元法、黏性涡粒子法及涡量镜面法,以准确模拟旋翼和平尾的非定常气动载荷、旋翼尾迹的非定常特性以及旋翼尾迹对平尾的气动干扰效应。首先通过计算NASA ROBIN（Rotor Body Interaction）旋翼尾迹几何和诱导速度分布,并与实验测量值、时间精确自由尾迹及CFD计算结果对比验证方法的准确性。相比于时间精确自由尾迹,本文方法计算精度更高。随后分析了旋翼/平尾非定常气动干扰对平尾向下气动载荷和气动导数的影响,并分析了平尾构型对旋翼/平尾非定常气动干扰的影响规律。分析表明：旋翼尾迹与平尾干扰导致低速状态的平尾载荷突增,气动导数反号;低平尾气动载荷突增较大,高平尾较小,但高速气动导数反号;前置平尾载荷突增量减小,但对应速度范围较宽;右旋直升机右平尾载荷突增量较小,但气动导数特性基本不变。     

三翼面飞机前翼和平尾机动载荷优化配置

对三翼面飞机两种典型机动状态下的飞行载荷进行了分析,提出了一种适合三翼面飞机机动载荷优化配置的方法。讨论平尾升降舵与前翼操纵面之间的协调偏转率变化以及飞行动压变化,对配平参数、铰链力矩和载荷分布的影响。指出协调偏转率变化会引起平尾升降舵和前翼操纵面的配平角度、铰链力矩以及平尾和前翼载荷分布的显著改变,在设计时应该对协调偏转率加以选择,从而对平尾和前翼的载荷进行综合优化配置。     

T型尾翼布局的垂尾载荷测量技术

针对T型尾翼布局下平尾影响垂尾载荷的特点，提出了一套适用于T型尾翼布局的垂尾载荷实测试飞方法。该方法通过分析平尾载荷对垂尾的影响，设计平尾非对称校准加载工况，将其引入垂尾载荷方程建模，并使用该垂尾载荷方程测量了某型飞机型号合格审定试飞的垂尾飞行载荷。试验结果表明，载荷方程测量误差由5.3%降低到3.14%，平尾不对称弯矩载荷对垂尾弯矩影响显著，偏航机动严重受载状态时可达到垂尾弯矩的57.6%，滚转机动严重受载状态时可达到垂尾弯矩的61.9%。     

飞机结构部件飞行载荷估算方法研究

介绍一种考虑飞机各部件间相互影响（干扰）的气动载荷估算方法。把该方法用于估算全动平尾的飞行载荷,并用它估算了Ｆ－７全动平尾在对称机动情况下的飞行载荷,且与飞行实侧载荷作了比较。结果表明,估算和实测载荷相差１０％左右。这种估算方法,在飞机设计阶段,可用于估算飞机其它部件（机翼、垂尾等）飞行载荷。     

基于微分载荷模型的飞行载荷参数辨识方法

介绍了一种基于微分载荷模型的飞行载荷辨识方法.根据实测载荷与飞行参数之间存在的相关性,利用输出误差法对平尾微分载荷模型进行了辨识,得到了飞行状态下平尾载荷的计算模型.同时得到了适合于飞行载荷辨识的一种方法,该方法可以研究飞机的不同操纵规律对结构载荷的影响,具有较高的精度,可行有效.     

三翼面飞机前／后操纵面协调偏转对飞行载荷的影响

基于静气动弹性分析方法，对三翼面布局飞机进行飞行载荷分析，研究了平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系的变化和动压变化，对配平关系和气动面载荷分布的影响。结果表明：平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系对于配平和前翼、平尾的载荷分布有重要影响，在开展这类飞机的气动性能和结构强度设计时，有必要通过特殊方法（如优化方法）对协调偏转关系进行综合设计。     

螺旋桨滑流对平尾载荷的影响分析

为了研究涡轮螺旋桨滑流对平尾的载荷影响,以某高平尾、螺旋桨桨叶右旋的运输机为例,通过带动力风洞测力测压试验获得了飞机的气动特性,试验结果给出了螺旋桨不同拉力系数状态下滑流对飞机俯仰力矩系数、平尾法向力系数的影响。在飞机正迎角较大时,滑流对飞机气动特性数据的影响显著。按照CCAR-25部对称机动的设计准则,利用飞行力学六自由度非线性微分方程,结合试验结果开展了有/无滑流影响两种情况下对称机动仿真和平尾载荷影响分析。分析结果表明,螺旋桨滑流使得飞机的响应幅值变化较大;平尾的法向力、弯矩和扭矩限制正载荷明显增大,限制负载荷有所减小。     

带主动控制技术飞机平尾机动载荷计算研究

研究了采用主动控制技术飞机飞行参数对平尾机动载荷的影响,包括带纵向控制电传操纵系统和“硬连接”状态,气动特性考虑弹性修正和不考虑弹性修正等方案。给出了这些状态下飞行参数的变化规律,计算了这些状态平尾的机动载荷,得到了一些规律性的结论,可以用于飞机型号设计中。     

复合材料直升机平尾结构概率损伤容限评估

考虑工作应力和剩余强度的随机性，建立了航空复合材料结构概率损伤容限评估的应力-剩余强度干涉模型，以复合材料直升机平尾结构为研究对象，统计分析了工作应力、损伤尺寸、初始强度和疲劳极限等随机因素，基于考虑损伤尺寸效应的剩余强度模型，利用Monte-Carlo方法，评估了复合材料直升机平尾结构的失效概率。结果表明，建立的航空复合材料结构概率损伤容限评估方法是可行的，考虑了复合材料结构制造和服役过程中众多随机因素对剩余强度的影响，符合实际情况；损伤类型和损伤修复效率对复合材料直升机平尾结构的失效概率有显著影响，穿透型损伤对平尾结构可靠度的不利影响大于分层损伤，平尾结构的失效概率随着修复效率增大而降低。     

小鹰-500飞机疲劳试验载荷谱的编制方法

针对小鹰500飞机的设计和使用特点，选用了FAA推荐的通用飞机实测载荷谱数据，按照民机的TWIST编谱原则编制出用重心过载表示的“飞-续-飞”随机疲劳试验载荷谱，用于小鹰-500飞机机翼疲劳试验，并参照国外文献中有关尾翼载荷谱的保守处理方法，采用了从重心载荷谱计算出配套平衡的平尾机动载荷，将其幅值放大1.2倍和频次放大3倍的做法，编制出了平尾疲劳试验载荷谱。     

某机平尾大轴断裂损伤容限评定分析

根据某机平尾大轴在做疲劳试验时突然发生完全断裂,究其原因进行了损伤容限评定分析,并得出了分析结论:由于管壁腐蚀穿透裂纹已大于疲劳载荷谱工作应力所对应的临界裂纹长度,因此裂纹产生了不稳定扩展,换句话说,也就是疲劳载荷谱工作应力已大于腐蚀裂纹长度所对应的剩余强度要求值,因此导致了该大轴突然发生快速断裂。     

某中央翼盒对飞行载荷实测的影响

使用应变法测量某具有中央翼盒平尾的飞行载荷时,在地面校准试验中发现：左翼面载荷可使右翼面根部应变计有较大的响应,反之亦然。该现象可使根部载荷测量精度下降。分析了中央翼盒对根部载荷测量影响的机理,给出了一种考虑异侧载荷影响的载荷方程建立方法,讨论了不同类型剪力载荷方程对异侧载荷影响的敏感性,并将修正前后的方程应用于飞行载荷实测。结果发现：本文方法一定程度上可提高根部载荷方程的精度;对上述平尾结构,由两个剪力一个弯矩组建的载荷方程对异侧载荷影响不敏感,修正前后实测的飞行载荷差异在5.7%之内,由两个剪力和两个弯矩组建的载荷方程对异侧载荷影响敏感,修正前后实测的飞行载荷差异达到78.6%。     

飞机实际使用的比较损伤分布规律研究

利用在某型飞机载荷谱编制过程中提出的比较损伤计算方法,通过统计大量的外场飞参数据,分别按正态分布、对数正态分布和威布尔分布,研究了飞机在实际飞行使用过程中比较损伤的分布规律.研究结论对于飞机疲劳载荷谱的编制,提高结构疲劳试验,耐久性/伤容限分析的可靠度具有重要意义.     

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。     

基于数值风洞技术的民用飞机系留气动载荷计算研究

基于数值风洞技术,针对在低速风洞进行的民用运输飞机的地面系留载荷风洞试验进行了模拟研究。使用CFD软件建立了风洞试验段和飞机风洞模型的数值模型。根据风洞试验条件设置数值计算条件,计算了侧滑角在0毅~ -180毅范围内的飞机模型气动力。由于数值模型包括了洞壁、地板,计算结果和试验结果吻合良好。结果分析表明:当-120毅臆茁臆-90毅时,前起落架系留装置将承受较大的载荷,该载荷主要源于大偏航角时平尾部件产生的抬头力矩引起的纵向载荷,以及偏航力矩引起的横向载荷;Cl 比Cm 小两个数量级,对系留载荷的影响不占主导地位;将平尾、升降舵或方向舵预偏可降低系留载荷。为民用飞机低速风洞试验数值建模提供了参考。     

航空涡喷涡扇发动机多参数载荷谱编制方法研究

从多参数载荷谱的角度对发动机气动载荷与机动载荷的匹配进行了研究 ,针对不同构件给出了不同的多参数载荷谱的处理办法。并以某发动机外场飞行参数数据为基础 ,对其进行了 2种载荷的匹配分析。其结果对于相同装机对象的发动机重要部件寿命考核试验载荷的确定具有重要的参考价值。该方法还可进一步应用于外场发动机的定寿、延寿