展向伸展速度对可变机翼颤振稳定性的影响

针对可伸展机翼,根据Timoshenko剪切梁理论建立具有展向速度的可伸展机翼在超音速气流作用下的振动控制方程,并对其进行无量纲化处理。采用Galerkin法得到机翼振动的特征方程并求得特征方程的数值解,在此基础上分析展向伸展速度对可伸展机翼的颤振临界速度的影响。同时引入罗斯-霍尔维茨判据分析机翼颤振的稳定性。计算结果发现展向伸展速度有利于提高机翼的颤振临界速度,机翼展长越小,提高效果越显著,并且机翼振动越稳定。     

一种高安全性颤振边界预测方法

传统的颤振试飞主要通过计算多个不同飞行状态下的阻尼比,外推出颤振临界速度,该方法存在一定的风险。为此,发展了一种基于亚临界响应的高安全性颤振边界预测方法。该方法利用三维弹性机翼在气流中的一个亚临界响应,解算出作用在机翼上的非定常模态气动力系数。通过系统辨识获得与动压无关的非定常气动力模型,进一步通过流固耦合分析求解颤振临界特性。并以AGARD 445.6机翼的颤振边界预测为例,在仿真环境中验证了该方法的可行性。在此基础上,进一步研究了一个固定马赫数下响应测试动压与颤振临界动压的比值对预测精度的影响。     

复合材料翼面结构综合优化设计技术

概要介绍了复合材料翼面结构在静力、振动、位移、舵面效率、发散速度、颤振、尺寸限制等多种约束条件下的最小重量设计技术。对优化过程中遇到的复合材料的静强度准则、均衡约束、动态上限等问题提出了相应的解决方法。用基于该技术和方法而编制出的综合设计程序系统对一个三角机翼复合材料结构进行了综合优化设计研究,在满足许用应变、尺寸限、均衡、颤振速度等约束条件下,经6次迭代得到了最佳的铺层设计结果。该机翼全尺寸静强度、耐久性/损伤容限及共振试验结果表明:理论计算与试验符合;复合材料构件中的最大应变小于许用应变约束限制;按许用应变设计出的复合材料翼面蒙皮构件可满足耐久性/损伤容限要求;颤振速度比同状态金属机翼提高23％;减重效率为20％。     

复合材料翼面结构综合优化设计技术

概要介绍了复合材料翼面结构在静力、振动、位移、舵面效率、发散速度、颤振、尺寸限制等多种约束条件下的最小重量设计技术。对优化过程中遇到的复合材料的静强度准则、均衡约束、动态上限等问题提出了相应的解决方法。用基于该技术和方法而编制出的综合设计程序系统对一个三角机翼复合材料结构进行了综合优化设计研究,在满足许用应变、尺寸限、均衡、颤振速度等约束条件下,经6次迭代得到了最佳的铺层设计结果。该机翼全尺寸静强度、耐久性/损伤容限及共振试验结果表明：理论计算与试验符合;复合材料构件中的最大应变小于许用应变约束限;按许用应变设计出的复合材料翼面蒙皮构件可满足耐久性/损伤容限要求;颤振速度比同状态金属机翼提高23%;减重效率为20%.     

车载颤振试验可行性研究

用数值仿真和风洞试验的方法对车载颤振试验进行了可行性验证研究。制作了一个单梁式半机翼弹性模型作为试验模型,建立了其结构与气动力有限元模型。非定常气动力的计算基于偶极子格网法,并由PK法估算其颤振临界速度。在颤振风洞试验和车载颤振试验中,除了用目测颤振现象记录颤振临界速度外,还采集和分析翼尖加速度的亚临界响应信号以推算出颤振临界速度。对比数值仿真、风洞试验和车载试验得到的颤振临界速度可知,三者的结果一致,从而验证了车载颤振试验的可行性。     

基于本征方程的柔性机翼非线性颤振分析

柔性机翼在气动载荷作用下常常会产生较大的变形,颤振特性会随之发生变化,针对此问题线性理论常常难以进行合理的预测。以几何精确本征梁模型建立了机翼的运动方程,耦合ONERA-EDlin非线性气动模型,建立了柔性机翼的非线性气动弹性分析模型。利用Newton-Raphson和Backward-Differentiation-Formula(BDF)分别求解机翼的静态变形和动态响应,基于机翼平衡位置附近的线性化方程来判断系统的稳定性,进而确定颤振临界速度。通过算例验证了模型的准确性,并分析了不同刚度、后掠角、机翼安装角等参数对颤振速度的影响。     

翼吊发动机机翼跨声速颤振特性研究

针对现代民用飞机翼吊发动机机翼跨声速颤振问题,建立了带超临界翼型、大展弦比后掠和翼吊一个发动机构型的机翼模型,通过偶极子格网(DLM)气动力修正方法、升力线斜率系数修正方法、ZTAIC方法和高速颤振模型风洞试验方法研究了飞机翼吊发动机跨声速颤振特性。分析了马赫数和阻尼对跨声速颤振特性的影响。结果表明:翼吊发动机机翼具有三种典型颤振,即机翼弯曲扭转耦合模态颤振、机翼面内振动模态颤振和发动机与机翼耦合模态颤振;马赫数对翼吊发动机机翼跨声速颤振会产生不利影响,主要表现在跨声速区域显著降低机翼跨声速临界颤振动压;结构阻尼对机翼-发动机耦合小阻尼颤振模态的影响显著,增大阻尼可以显著提高其颤振动压。     

FL—23风洞洞壁对跨声速颤振的干扰影响

本文提供了在FL-23风洞中进行的试验研究结果。试验采用动力相似的四种不同尺寸的60°三角机翼平板半模型。结果表明:洞壁干扰提高了跨声速颤振临界速压,当模型展长对试验段宽度的比值Lm/B为0.687、0.600和0.512时,使颤振临界速度的压缩性修正系数分别减小3.8％、2.5％和1.4％。改变开孔率的试验定性验证了上述结果的合理性。     

大展弦比复合材料机翼的非线性颤振分析

大展弦比机翼在气动力作用下产生较大变形,颤振速度和颤振频率随之发生明显变化,线性理论难以获得比较合理的解答。综合考虑了结构几何非线性、气动非线性和材料各向异性对机翼运动状态的影响,将复合材料机翼建模为非线性薄壁单闭室截面梁,建立机翼的运动方程,并使用小扰动分析的方法得到机翼在平衡位置附近的振动方程。采用Theodorsen非定常气动理论构建气动模型,获得机翼在平衡位置附近的非线性颤振方程,并利用v-g法判定机翼颤振稳定性。通过算例演示了一些非线性颤振的特点,讨论了铺层角、展弦比、机翼线密度等参数对颤振速度的影响,并与线性理论得到的结果进行对比。     

大型客机先进翼尖装置综合特性研究

 翼尖装置由于其良好的气动特性在航空界得到了广泛应用,然而它也使飞机的颤振及结构重量特性发生了变化。为了探求翼尖装置的综合特性,利用数值模拟方法对大型客机上最先进的3种翼尖装置(融合式、鲨鱼鳍式和阶梯式)进行了气动、颤振及重量3个方面的综合研究。3种翼尖装置减阻效果明显,但同时结构重量亦增加。翼尖装置均降低了机翼颤振速度。研究结果表明:加装翼尖装置后机翼颤振形态取决于翼尖装置的形式。相对于机翼颤振速度,翼尖装置形式对机翼颤振速度的影响是小量(1%~7%),且翼尖装置减阻和机翼压心外移的综合重量增益,为机翼结构设计提供了一定的设计空间。     

进口压力对涡流管性能影响的实验研究

采用自行设计的涡流管,并以空气作为工作介质,通过实验研究了在其它条件相同的情况下,不同进口压力对涡流管性能的影响。实验结果表明:对于常温涡流管,在背压保持不变的情况下,随着进口压力的增加,涡流管的制冷温度效应、单位制冷量和制冷系数都显著提高,但是当进口压力增加到一定的值以后,继续提高进口压力,涡流管的制冷温度效应、单位制冷量和制冷系数反而急剧下降。     

攻击机对防空雷达的首攻概率研究

通过分析攻击机的辐射源定位/攻击过程,研究了攻击机水平轰炸防空雷达的首攻概率。首先分析了攻击机发现目标过程,并给出了相应的发现目标概率计算模型;其次,具体分析了攻击机水平轰炸防空雷达的进入目标过程,并给出相应的进入目标概率计算模型;最后,通过相关示例对模型中的主要因素进行了分析,证实了模型的有效性。     

复合材料梁腹板不同开孔形式稳定性研究

由于工艺性、维护性等要求,复合材料结构梁腹板中不可避免需开孔,不同形式的开孔有着不同承载能力。通过对梁腹板结构不同形式的开孔进行剪切载荷下屈曲试验研究,得到屈曲载荷和破坏载荷,对比不同开孔对结构承载的影响,并通过有限元进行数值模拟分析,屈曲载荷和试验基本吻合。同时试验得到复合材料结构有较强的后屈曲承载能力。     

APU 转子爆破对防火墙影响的研究

APU是安装在民用飞机上的辅助动力装置,是飞机上重要的部件,因此必须考虑APU 转子爆破时小碎片对飞机安全的影响。通过有限元软件LS-DYNA,分别模拟了APU 转子爆破时小碎片对APU 防火墙以及3种不同厚度加强板的冲击计算。根据数值计算结果,选择合适的加强板方案,既能防止防火墙碰撞区被小碎片击穿,同时付出的重量代价又较小。通过对APU 防火墙增加加强板,确保APU 转子爆破时飞机的安全 性,满足AC20-128A 的设计要求。     

地面涡对进发匹配的影响

利用自编网格生成程序,对发动机吊舱进行建模和网格划分,在此基础上对地面涡开展模拟研究,总结地面涡的生成规律及其对进发匹配的影响。结果表明,对适航规定的小风速情况,地面涡在不同条件下表现出不同的形式和强度。迎风情况下,地面涡主要以对涡形式存在,且两个涡的旋转方向相反,涡强度非常微弱,在进气道出口不会导致较大的压力和气流角畸变。侧风情况下,能生成强烈的地面涡,并带来严重的压力和速度畸变,在近地面造成涡中心区域约5%的静压差,可吸入更大的异物;在进气道出口的涡区域造成约8%的总压亏损,涡带来的旋转气流也会直接改变气流角,当地气流的周向偏转达-16°~16°。这些畸变都会直接改变当地风扇工作点,需开展研究以削弱其影响。     

配合间隙对涡轮盘-片结构的接触响应影响分析

以某燃气涡轮第五级盘-片结构为对象,考虑复杂载荷,利用ANSYS参数化设计语言编制分析程序对结构进行了瞬态热弹塑性有限元分析,分别计算了结构在紧急工况和典型工况下的应力应变.将盘-片的配合间隙设为参数,分析了不同配合间隙时结构的应力应变变化情况,并得到了应力应变发生突变的间隙值,分析了接触传热系数对应力应变的影响.对涡...     

精密装配对空空导弹位标器影响的研究

通过对其自主稳定回路及间隙描述函数频率特性的分析,对间隙装配调试及检测技术提出改进措施,并设计了测隙装置,完善了装配工艺.     

求解相贯线特殊点问题一例的探讨

在相贯线的求解过程中,利用作截平面,求截交线的方法,精确地求出相贯线上的某些特殊点,并给出了计算机绘制相贯线的参数方程。     

基于谐波消除理论实现逆变电源的调压研究

提出一种通过改变开关角而达到调节逆变电源输出电压的方案，并对其理论基理及谐波含量进行了分析，同时给出了仿真波形，在此基础上，提出一种经双口RAM协调的双CPU硬件控制方案，实验证明，这种调压方案能达到技术要求。     

基于有限元法的机翼安全性评价的研究

运用有限元方法及大型有限元软件包Ansys，提出利用三个指标定量评价机翼的安全性，即应力位移的条件、关键点的安全系数、机翼载荷失效过程稳定安全度。并通过空客A320实例验证这种做法的有效性。计算结果表明，机翼总体上满足安全稳定要求，机翼发生失效的最危险的部位是机翼的根部，在循环疲劳载荷作用下，应注意机翼的根部及机翼的关键点上。