直升机起落架抗坠毁性能的有限元仿真评估

 建立了直升机起落架抗坠毁有限元模型,模拟硬着陆和坠毁过程,以考察起落架在坠毁事故发生时的吸能能力。有限元建模使用真实的几何模型,用一个虚拟的框架代替机身把起落架连接起来,全机质量折算为减缩质量并分布到该框上。缓冲器用弹簧—阻尼器单元替代,其参数由性能曲线给出。使用非线性瞬态动力学的显式解法求解冲击问题。对两种情况进行了仿真:分别以6.0m/ s 和10.2m/ s 的垂直速度撞击地面。坠毁实验表明仿真结果与实验结果具有较好的一致性。     

跪式起落架在武装直升机坠毁过程中能量吸收能力研究(Ⅰ)——数值仿真计算

 在简述直升机抗坠毁原理的基础上,模拟直升机机体的等效质量与跪式起落架构成的组合系统在 6m/ s硬着陆垂直撞击地面时的塑性动力响应和能量吸收过程。所用的模型为 :1基于真实几何构型和材料特性的起落架 FEM动力学计算模型;2简化的弹簧 -刚性杆系统模型。通过 Lagrange方程解出了直升机以6 m/ s的速度垂直撞击地面这一过程的动态响应,近似给出了起落架吸收的能量 (塑性功 )占初始动能的百分比;机体的动能变化曲线以及主缓冲器的载荷谱曲线。两者结果进行了比较,为直升机抗坠毁设计提供理论指导。     

直升机六力素识别

本文介绍载荷识别技术。提出了“应变传递矩阵法”载荷识别的基础理论、不同性质载荷的识别方法和公式。叙述了直升机飞行载荷-六力素识别的三个主要阶段:传递矩阵的确定（地面标定）、结构响应实测（空中飞行试验）、载荷计算（六力素计算）。文中还就随机载荷识别进行了讨论。     

直升机机身对旋翼的干扰

 本文用简化的自由涡模型研究旋翼近场尾涡系在机身影响下的畸变及其产生的诱导速度交化。在机身影响下,旋翼近场尾涡形状发生畸变,从而改变桨盘处的诱导速度分布。尾涡畸变引起的诱导速度变化比机身直接在桨盘处诱导速度大得多。     

远航南极直升机的使用和维护

 本文介绍远洋航途中和南极地区的海情、地理环境和气象特点及其给直升机使用和维修带来的主要问题,并提出为适应远洋、极地使用要求,我国远洋舰载直升机应具备的性能。     

直升机地面共振的非线性稳定性分析

 提出了计及起落架缓冲器和桨叶减摆器非线性阻尼时的直升机极限环的简化分析方法,讨论了由桨叶摆振运动的几何非线性和阻尼非线性引起的“混沌”（chaos）现象,以及初始扰动对不稳定响应的影响。试验结果与理论分析相一致。     

断裂力学在直升机桨毂上的应用

 本文用实验方法,得出了计算弯曲载荷下含表面裂纹圆轴、圆筒的应力强度因子（K_I）的表达式,并按照裂纹面积扩展率公式,分析了直升机桨毂转轴轴颈的临界裂纹面积和剩余疲劳寿命。为了校核断裂力学分析的可靠性,模拟飞行状况进行了实际桨毂支臂转轴轴颈的疲劳试验。实验结果与计算结果相当符合。     

跪式起落架在武装直升机坠毁过程中能量吸收能力研究(Ⅱ)——理论模型分析方法

 采用简化的弹簧 -刚性杆系统模型,通过 Lagrange方程解出了直升机以 6 m/ s的速度垂直撞击地面这一过程的动态响应,近似给出了起落架吸收的能量 (塑性功 )占初始动能的百分比;机体的动能变化曲线以及主缓冲器的载荷谱曲线。与有限元分析结果进行比较,符合程度很好,可为直升机抗坠毁初始设计提供理论指导。     

国际飞机和直升机诊断会议

<正> 会议由波兰机械工程师协会发起和组织,于1989年5月21日～24日在波兰举行,计有波兰、苏联、捷克,匈牙利、东德、西德、法国、荷兰,瑞士,中国等十一个国家的代表参加。论文的主要内容为:推进系统、机体、航空电子、机组保护和救援设备的诊断等;机载和地面诊断系统;诊断水平和标准;诊断算法;状态监控,趋势分析和预报;诊断方法和设备;诊断系统的设计及诊断系统在飞机发展中的任务和地位;诊断学与飞行安全;计算机辅助诊断学;诊断学的经济方面问题。     

直升机旋翼的非定常可压缩升力面气动力

本文得出了三元可压缩非定常连续尾迹面条件下直升机等速前飞时旋翼压力分布的解答,使压力偶极子沿尾迹面运动而不沿桨叶的真实轨迹移动以满足尾迹条件,叠加移动压力偶极子获得翼面作复杂运动时三元非定常可压缩的强奇性积分方程,得出了处理强奇性的方法使之成为带强峰值的连续积分方程,并得出了求解该方程的数值解法。在小型计算机上获得的简单算例证明了方程与解法的正确性。     

轴对称件超塑约束胀形过程FEM模拟

采用大变形刚粘塑性有限元 ( FEM)模拟了圆板轴对称超塑约束胀形的贴模过程。研究了胀形件几何尺寸 (胀形高宽比 HP/RD)、材料速率敏感指数 m、摩擦因子 Am 对胀形件贴模过程 ,以及贴模方式对厚度不均的影响     

NONLINEAR INVERSE SIMULATION FOR THE MANEUVERING FLIGHT OF COAXIAL ROTOR HELICOPTERS

ＮＯＮＬＩＮＥＡＲＩＮＶＥＲＳＥＳＩＭＵＬＡＴＩＯＮＦＯＲＴＨＥＭＡＮＥＵＶＥＲＩＮＧＦＬＩＧＨＴＯＦＣＯＡＸＩＡＬＲＯＴＯＲＨＥＬＩＣＯＰＴＥＲＳＣａｏＹｉｈｕａ（ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＡｉｒｃｒａｆｔＤｅｓｉｇｎ，ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔ...     

直升机可靠性、维修性指标研究

根据大量统计资料,对国外直升机可靠性、维修性参数体系及其应用原则进行研讨,分析其核心思想和实质;结合我国型号研制的特点,提出了我国新研直升机可靠性、维修性参数体系选取和确定的基本原则、程序和方法,可供我国新研直升机在确定可靠性、维修件参数体系时参考应用。     

夹层板精密成形的数值模拟

为了实现基于“点阵钉模、真空负压、蜂窝夹层”的双曲度面板精密成形过程的有限元数值模拟,分析了成形 2个阶段的变形过程,建立了简化的力学模形,以一种广义协调薄板弯曲四边形位移单元为基础构造了具有公共横向位移自由度的几何非线性四边形四节点分别考虑和不考虑横向剪切的多层板单元,通过牛顿 -拉斐逊法结合载荷、位移约束量的增量法求解几何非线性方程,较好地再现了真实成形过程     

用有限元模拟试验对双层金属圆盘恒温器的研究

 五十年代初,wittrick将板的大挠度理用于双层金属圆盘,得到了恒温器产生屈曲所必须的最小初始挠度及其灵敏度计算公式。 七十年代,Henry和Coffin,应用Wittrick的方法,对双层金属圆盘作了进一步的分析。文中对长期在热循环条件下工作的恒温器开关温度的漂移问题罗列了多方面可能的因素,其中包括几何上的变化（疲劳裂纹,层间分离等）,材料物理性质在变温度环境下的变化，以及循环荷载下的残余塑性效应等。     

固体发动机喷管内两相流的有限元数值模拟

本文给出了固体发动机喷管内两相流的数值模似。从非守恒型两相流甚本方程出发,采用加权积分技术,导出了离散点的流动物理量的有限元数值计算公式。数值模拟分别与JPL喷管的两相流壁面静压分布测量结果以及与差分法计算结果作了比较,比较结果表明:二者是吻合的。本文还以中型喷管为例,计算了粒子的轨迹,粒子的速度滞后和燃气的温度滞后,计算结果表明;入口粒子冲击角对粒子轨迹有明显的影响。     

直升机有源隔振系统的鲁棒控制

 消除来源于旋翼和大气紊流的叶片谐振干扰是未来直升机设计中考虑的一个重要问题。本文应用鲁棒控制理论设计的有源隔振器,有效地抑制了叶片一次和二次谐振对机身的影响;同时它还消除了直升机在升、降加速度作用下所产生的旋翼相对机身的位移。     

复合材料叠层板弯曲有限元分析中的一种应力杂交元

 本文提出了一种适合各种厚度复合材料叠层板弯曲分析的应力杂交元模式。当板厚度变薄时此模型不会发生Mindlin板的闭锁现象。与Spilker文中所提出的V2元素比较,在保持相同精度的情形下,可以大量节约计算机时及内存。     

加衬套耳片接头止裂特性的计算研究

 本文研究了加衬套对耳片的加强与止裂作用。提出了销钉与衬套、衬套与耳片之间接触边界条件的处理方法。利用作者编制的耳片应力分析通用程序LUGS进行计算,得出了具有最佳止裂特性的衬套参数配置。     

共轴式直升机半差动航向操纵系统

阐述共轴式直升机飞行原理,分析设计了半差动航向操纵系统,经试飞验证该系统的设计是成功的。