带箍环掠型叶片整体叶盘强度分析方法研究

针对带复合材料箍环掠型叶片整体叶盘结构，开发了对叶片快速施加气动载荷的方法，发现了整体叶盘的应力应变分析和寿命预测方法，成功地完成了模型叶盘的应变测量和低循环疲劳试验。通过模型叶盘数值分析与试验测量数据的比较可见，二吻合较好，从而验证了上述方法的有效性。     

螺旋桨桨毂疲劳试验加载方法

为解决螺旋桨桨毂疲劳试验中气动载荷、离心载荷的干涉问题,基于对桨毂所受载荷及其可测试性的分析,设计了加载方法.灵活运用全桥电路试验原理,通过载荷的动、静态标定等流程环节,形成以控制应变输出为基础的加载方法.对载荷标定过程中非标定载荷与标定载荷的相关性及其引起的加载误差进行了分析,采用应变线性叠加法减小了两种载荷的相互影响,从而实现气动载荷和离心载荷的准确施加,加载系统的误差在5%以内.      

考虑气动热的机翼颤振特性分析

为研究气动热对高超音速飞行器气动弹性特性的影响,首先对小展弦比机翼施加不同温度场,通过热应力分析理论获得不同温度载荷下机翼的热模态,然后应用二阶活塞理论计算非定常气动力,最后采用p-k法进行颤振计算。计算结果表明,气动加热后结构的模态特性和颤振特性均发生变化,由于温度效应降低了各阶固有频率,并且改变了它们之间的差距,从而导致机翼颤振速度降低。     

大后掠机翼外侧翼下导弹气动特性分析

位于大后掠翼战斗机机翼下的导弹,在飞行中受到的气动载荷,会对结构疲劳特性产生显著影响。为了研究导弹的气动载荷,建立了某型战斗机挂载导弹的气动仿真模型,设计了 3种导弹构型,分别为带前后弹翼导弹、只带后弹翼的导弹与只有弹体不带弹翼的导弹。对飞机翼下挂载 3种不同构型的导弹进行了气动特性的数值模拟与分析,并对比了导弹的气动载荷分布规律。计算结果表明:位于大后掠机翼下方的导弹,由于机翼下方的洗流作用,会受到较大的气动载荷,导弹的气动载荷以侧力和滚转及偏转力矩为主要分量；滚转力矩的方向会导致导弹与发射装置连接处靠近飞机对称面一侧受力较大,容易降低疲劳寿命；导弹的气动载荷主要由后弹翼产生,可在设计弹翼时适当减小后弹翼的面积,从而降低战斗机后掠翼洗流对翼下挂载导弹气动特性的影响。     

飞机结构疲劳试验载荷处理的工程优化

载荷谱的处理是一项约束条件多、难度大的优化过程。将整个优化过程分解为载荷分区、确定各分区典型分布、计算整体平衡及误差评估等四个主要部分，采用带约束最小二乘法，较好地解决了设计谱转化为试验实施谱这一飞机结构疲劳试验中的关键问题。     

一种卫星天线罩上升过程定常流动数值模拟

在发射的主动上升段,由于天线罩突出卫星密封舱表面,天线罩将承受气流冲刷作用,为了准确设计天线罩抗力学环境,需要对上升段天线罩的受力情况进行详细计算和分析。根据具体的弹道参数,卫星上升过程中最大动压对应的马赫数约为1.4,基于此选择动压最大的马赫数段(Ma=1.0~1.8),采用数值模拟方法详细计算分析了定常状态下天线罩在不同马赫数、不同迎角下的气动力载荷和力矩载荷。结果表明:随着马赫数的增加,天线罩所承受的气动力载荷和力矩载荷均表现为先增大后减小,最大气动力载荷出现在Ma=1.2,大小约为435.5N,最大力矩载荷出现在Ma=1.4,大小约为14.5Nm;随着迎角的增加,天线罩气动力载荷呈现增大趋势,但增幅较小。在实际飞行中天线罩的局部或全部已经淹没在火箭弹身的边界层中,因此弹身的存在对天线罩的迎角效应会产生影响。     

固体火箭发动机壳体强度热力耦合分析

为了研究导弹发动机壳体在高空飞行时的温度、应力、应变状态,从而对壳体的结构强度进行校核,研究了导弹壳体气动加热的计算方法,建立了某发动机壳体的三维有限元模型,合理简化气动边界条件,计算壳体温度随导弹飞行时间的变化.对比风洞试验结果,有限元计算结果与试验结果一致性较好.分析了ABAQUS软件热-力耦合实现方法,对该模型施加不同时刻的外力载荷,实现壳体的热-力耦合数值分析.进行热-力耦合联合加载试验,对比计算结果与试验结果,计算结果与试验结果吻合较好.壳体的应力、应变都远小于材料的极限值,壳体结构安全.该有限元计算方法可以用来进行壳体的热-力耦合强度分析.     

石英纤维增强天线罩烧蚀应力耦合试验及仿真分析

介绍了新的一种针对纤维增强复合材料天线罩的边烧蚀边加载的热力耦合试验方法,该试验方
法通过燃气流发动机及应力载荷加载装置实现了天线罩烧蚀状态下的应力考核,针对此试验方法开展了仿真
模拟计算,通过仿真数据与试验测试数据对比验证了烧蚀应力耦合仿真计算方法的正确性,从试验和理论分析
两个角度反映了纤维增强结构天线罩在烧蚀状态下的强度,为天线罩烧蚀应力耦合试验与纤维增强复合材料
的仿真计算开辟了一条新途径。     

某型飞机前起落架收放载荷当量化研究

飞机起落架的收放大部分是在飞机飞行时进行的,起落架主要承受着飞行时的气动载荷、质量力和惯性载荷,这些载荷的大小或方向随着飞机的飞行速度和起落架的收放不断发生变化。在地面进行起落架收放系统可靠性试验时,为真实反映起落架收放时的收放载荷,施加多大的收放载荷以及如何施加收放载荷成为起落架收放系统可靠性试验中的关键技术。本文对某型飞机起落架收放载荷进行了研究,提出了起落架收放载荷当量化处理的一种方法,并采用动力学软件对当量化结果进行了模拟分析,分析结果与飞行实测结果十分吻合,而且该当量化方法简易可行,便于在起落架收放系统可靠性试验中施加载荷。     

柔性飞机的非线性飞行载荷计算研究

以某歼击机为例,按《军用飞机强度和刚度规范》要求,重点介绍了考虑飞机结构柔性和非线性气动力特性、气动载荷分布的飞行载荷计算方法和计算结果,并对柔性飞机的非线性气动力特性和气动载荷分布对飞行载荷计算状态和严重载荷设计情况选取的影响进行了对比和分析,确定了飞机严重载荷设计情况和设计载荷,从而得出一些具有实际工程参考价值的结论。分析表明,所提出的飞行载荷计算方法合理有效,计算结果合理可信。     

气动加热／热响应耦合分析与试验研究

概述了气动加热与热响应耦合分析技术的国内外研究进展，给出M．《6飞行器零压力梯度部位气动加热与热响应的耦合分析及试验验证方法。气动加热采用工程算法，在自主开发结构温度场计算软件ASTSA基础上，加入气动加热计算模块，实现了气动加热／热响应耦合分析功能。利用全方程热流密度控制技术，完成了气动加热／热响应耦合地面热模拟试验，实现了对耦合分析结果的试验验证。依据上述分析利试验方法，对受气动加热载荷作用的某导弹油箱的温度场进行了入数值计算和试验测试，计算结果与试验结果吻合较好，说明分析方法是正确的，可以用于工程实际。     

结构参数对带凸肩风扇静力学特性的影响分析

为研究结构参数变化对叶片稳态流场载荷的影响规律,通过数值求解方法开展不同转-静轴向间距和周向栅距工况下带凸肩风扇叶片的稳态流场计算。利用自行开发的插值程序将稳态载荷施加于叶片,分析叶片受力规律。基于稳态气动载荷和离心载荷,分析各工况下叶片的静力学特征。结果表明:随着上游静子与转子叶片轴向间距的减小,叶片受力和力矩增大。轴向间距减小3mm,周向力和力矩分别增大1.51%和1.48%;随着栅距的减小,叶片受力和力矩减小。转子叶片数增加两片,周向力和力矩分别减小6.26%和6.35%。     

空天飞机全C／SiC复合材料机身襟翼的静力试验研究与失效分析

针对全C／SiC复合材料机身襟翼再人过程中受到强烈的气动载荷作用的受力状况,进行了静力试验考核。对静力试验方法进行了讨论与探索,通过验证性的试验,确定了传统的贴帆布带加载的静力试验方案。并通过有限元建模计算明晰了机身襟翼结构的静力试验的危险区域。静力试验中,襟翼试件在未达到试验设计载荷的情况下,出现了提前破坏。通过对试件的传力路线的分析以及损伤部位的观察和研究,找出了失效的原因是由于角盒工艺上的缺陷造成的,并提出了工艺上改进的方法。     

直升机吊挂飞行平衡、稳定性与操纵性研究

建立带吊挂载荷的直升机飞行动力学模型,其中吊挂载荷为单点悬挂在直升机机身底部的六自由度模型,并计入了吊挂模型的气动阻力.对所建立模型进行配平,并将结果与参考数据对比.通过仿真计算分析了直升机吊挂前飞状态下的稳定性,此外,分析了在吊挂相关参数改变时直升机稳定性的相应变化,最后,分析了当施加纵向周期变距阶跃输入、横向周期变距阶跃输入以及尾桨距阶跃输入时带吊挂直升机的动力学响应历程.      

飞机结构疲劳试验载荷处理的工程优化

载荷谱的处理是一项约束条件多、难度大的优化过程。将整个优化过程分解为载荷分区、确定各分区典型分布、计算整体平衡及误差评估等4个主要部分,采用带约束最小二乘法,较好地解决了设计谱转化为试验实施谱这一飞机结构疲劳试验中的关键问题。     

均布静压作用下的飞机结构振动环境试验技术

分别从试验的总体思路、试验系统的设计技术、以及均布静压载荷的施加、静力及力矩平衡的形式、静压载荷的控制等方面探讨了振动环境与均布静载的联合加载试验技术,并应用虚拟测试技术完成某型号结构件的均布静压和振动环境联合作用下的结构动响应测试试验,试验表明：气囊模拟气动静压载荷作用下的飞机结构振动环境试验技术是能够应用于实践。     

机翼部段静力试验优化设计方法

飞机结构部段结构静力试验是验证结构承载能力、有限元模型等设计指标的重要手段。部段试验相比全机试验规模较小，但需要解决边界分离面刚度匹配、支持模拟、加载模拟等技术难题，保证结构考核精度不受影响。某型飞机机翼为联翼式桁架布局，取中间一段机翼进行静力试验，需要解决多分离面优化设计，气动惯性载荷优化设计及施加等问题。采用分级解耦的设计思想，将试验设计的各个影响因素逐级剥离并建立相应的分析对比模型，依据结构响应误差进行优化设计，评估每一级简化模拟带来的误差。以结构有限元数值仿真为基础，提出了多铰支接头位移+主动载荷混合边界模拟，分离面加载假件刚度解耦设计与优化，桁架式机翼载荷优化设计及载荷施加等试验技术，使部段试验设计精度达到较高水平。     

天线罩力学-电磁性能综合设计研究

介绍了机载雷达罩复合材料结构的力学和电磁学性能的分析设计方法,以某型飞机雷达天线罩设计为实例,对天线罩等效平板试验件的电性能进行了计算分析,对天线罩的强度、刚度进行了分析和试验验证,结果表明计算结果与试验结果基本一致,能够满足工程设计要求.     

高速前飞时旋翼气动载荷计算

针对大速度前飞的特点,我们研制了一套计算大速度前飞旋翼气动载荷的方法和软件,算例计算表明计算值和试验值有较好的吻合度,它不仅在桨叶内段吻合得较好,而且在桨尖这种大载荷区域也是如此;不仅对前进比μ=0.3以下状态符合得较好,而且对μ=0.4,0.45这种高速状态也是如此。这说明本计算方法与软件对大速度前飞旋翼气动载荷计算达到了一定的精度,基本上能满足工程设计的需要。     

涡轮叶片累积损伤指数模型及服役可靠性评估

在进行火箭结构分析时,需要将气动载荷转换为结构载荷。使用压力插值的转换法可保证局部载荷等效,但这种方法需要结构模型外形与气动模型保持一致,而结构模型往往只保留主要承力结构,忽略整流罩等表面细节。针对这一问题,提出一种基于压力插值和力等效的流-固载荷混合转换方法。对于表面有凸起的火箭模型,可通过对比某个气动压力点与其附近的结构单元中心点到火箭轴心的距离,从而判断该气动压力点处的结构模型是否与气动模型外形一致,划分出结构模型表面一致和不一致的区域。之后对于外形一致的区域采用压力插值法,对于外形不一致区域采用力等效法。对某火箭模型的计算结果表明,载荷转换前后的合力、合力矩误差均小于3%。本方法具有适用范围广、转换过程自动化的特点,具有较好的工程应用潜力。