飞机道面拦阻系统建模分析

通过对飞机道面拦阻系统进行静力学、动力学分析，建立了拦阻系统的力学分析模型。通过该模型，结合实际应用中机轮所受的水平阻力应符合起落架的设计范围，得出了飞机进入拦阻面的速度、拦阻材料的压碎强度、起落架所受的最大水平拖力、轮胎最大压力以及拦停距离等变量之间的关系，从而为进一步研究道面拦阻材料的力学特性以及今后进行拦阻材料的自主开发提供了理论依据。     

飞机拦阻系统的最优拦阻力设计

针对在飞机拦阻过程中飞机过载、拦停距离以及带拉力不能超过各自的指标要求这一多指标限定问题,提出了不同性能指标下最优拦阻力变化规律的确定方法,并通过仿真计算,给出了各种具体指标下最优拦阻力的求解样例.该项研究为整个飞机拦阻过程中较低且均匀变化的拦阻力设计提供了参考.     

飞机拦阻系统拦阻性能仿真研究

针对设计的飞机拦阻系统 ,在对其液压系统及拦阻期间运动学、静力学、动力学分析的基础上 ,建立起飞机拦阻系统的数学模型 ,并以MATLAB为仿真软件 ,用仿真方法对拦阻期间的受控参数如飞机过载、拦阻钢缆的拉力、拦停距离等的变化规律进行了分析研究 ,确切模拟了飞机拦阻系统的工作过程 ,对飞机拦阻系统的拦阻性能作了全面的定量分析 ,对改进和改善我国大多数机场的应急着陆设施有着重要意义。     

飞机拦阻系统的现状及其发展

飞机拦阻系统是机场重要常务保障设施,用来对正常降落和因意外原因冲出跑道的飞机实施安全阻拦,以保障人机安全。本文对飞机拦阻系统的应用发展及研究现状进行了综述。     

飞机拦阻系统电液比例控制研究

在分析某纯机液飞机拦阻系统不足的基础上,设计了一种新型电液比例控制的飞机拦阻系统,提高了飞机拦阻系统对不同机型、拦停距离及撞网状况的适应能力。推导出系统的输出压力-飞机拦停位移曲线,在此基础上设计了极点配置自校正PID控制器。仿真研究表明,该飞机拦阻系统过渡时间仅为0.05s,响应速度较快,取得了满意的控制效果。     

舰载飞机着舰拦阻动力学研究综述

拦阻着舰过程通常被认为是舰载飞机事故率最高的阶段,因此,自从有了航空母舰和舰载飞机,拦阻着舰动力学就一直是国内外相关研究人员的研究热点。本文从拦阻钩、拦阻装置和起落架3个关键部件着手,比较详细地论述了舰载飞机着舰拦阻涉及到的关键动力学问题及其研究现状,重点对拦阻钩弹跳动力学及其载荷分析、拦阻索动力学及其载荷分析、下沉速度、非对称拦阻对起落架载荷的影响、拦阻系统动力学等方面进行了综述。最后,对着舰拦阻动力学研究的发展趋势进行了展望。     

冰粒超高速撞击蜂窝板的数值模拟研究

随着人类航天活动日益增多,空间碎片环境逐渐恶化,对航天器在轨安全运行造成严重威胁,各国学者开展了空间碎片超高速撞击数值模拟研究。目前的研究中一般采用铝弹丸代替空间碎片,但是还有部分空间碎片的密度接近冰的密度,对于冰粒的超高速撞击研究还很少且不透彻。蜂窝板是构成航天器舱壁的主要结构,对航天器内部设备起到保护作用,有必要开展冰粒超高速撞击时对蜂窝板损伤情况的相关研究工作。本文对冰粒超高速撞击蜂窝板开展数值模拟研究,研究冰粒对蜂窝板的损伤情况。研究结果表明,冰粒在一定条件下能够击穿蜂窝板,大量冰粒碎片和蜂窝板碎片将从蜂窝板背面的孔洞中高速冲出,势必对航天器内部设备造成毁伤;在冰粒动能相差不大的情况下,冰粒尺寸和蜂窝板结构将成为影响冰粒撞击效果的主要因素,直径较大的冰粒对蜂窝板的损伤程度较严重。     

面向直升机抗坠毁的新型夹心八边形蜂窝设计、仿真和理论研究

提出了一种吸能更加优秀的新型夹心八边形蜂窝。首先,建立了可快速预测夹心八边形蜂窝轴向压缩平台应力的理论模型,并对八边形和内嵌四边形蜂窝边长的变化对平台应力以及相对密度的影响进行了预测。然后,通过六边形蜂窝轴向压缩试验和仿真对比,验证了蜂窝建模和仿真方法的正确性;在建模方法和模型验证的基础之上,建立了新型夹心八边形蜂窝的有限元模型,分析了其变形模式以及边长参数对蜂窝吸能能力的影响,验证了理论模型的正确性。此外,进行了夹心八边形蜂窝和六边形、正方形蜂窝吸能能力的对比分析,结果表明新设计的夹心八边形蜂窝具有一定的吸能优势。最后,进行了直升机驾驶舱简化模型和夹心八边形蜂窝的耦合跌落仿真,定性分析了夹心八边形蜂窝的吸能能力。发现该蜂窝相较六边形蜂窝更适用于吸能能力要求高的场合,本文研究结果可以为新型蜂窝缓冲结构的设计提供依据。     

动态环境下铝蜂窝压缩冲击试验方法研究

为了研究铝蜂窝材料在动态冲击载荷下的缓冲吸能的性能特征,根据冲击试验环境要求,设计了一种吸能铝蜂窝压缩冲击试验方法。先将铝蜂窝缓冲器与夹具吊篮下落到一定速度来模拟真实环境;然后给缓冲器施加要求的冲击载荷使铝蜂窝压缩吸能;最后将各个传感器采集的数据进行处理和计算,得到铝蜂窝压缩吸能的各项参数。为比较铝蜂窝材料在动态冲击和静力压缩下的力学特性提供客观依据,确定满足某缓冲器设计要求的铝蜂窝材料规格。     

复杂外形飞机绕流数值模拟研究

飞机复杂外形的绕流数值模拟在飞机型号研制中有重要的作用 ,也是数值模拟中比较复杂的问题之一。本文采用基于Octree技术的方法生成非结构四面体网格 ,用耦合隐式离散的方法进行有限体积离散 ,利用此方法对某型飞机的绕流特性进行了数值模拟 ,收到较好效果。     

飞机亚跨超绕流的数值模拟研究

本文以Euler方程为数学模型,采用一种高精度的TVD(Total Variation Dimishing)离散格式及一种含近似因式分解的推进迭代方法,求解亚跨超绕流’流场。通过若干算例的试算,证明方法是可行的,可以用来模拟飞机的复杂流场。     

涡轮蜂窝面径向轮缘密封封严性能的数值研究

采用附加示踪变量方法,数值求解三维Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes(URANS)方程和SST紊流模型,研究了典型光滑面径向轮缘密封和新设计的蜂窝面径向轮缘密封的封严性能。数值计算了光滑面轮缘密封的封严效率。数值结果与实验数据吻合一致,验证了所发展数值方法的有效性。计算了三种封严冷气量下蜂窝面和光滑面径向轮缘密封的封严效率,分析对比了两种轮缘密封的封严性能和流场特性。研究结果表明:新设计的蜂窝面径向轮缘密封的封严效率相比于光滑面结构在相同冷气量下提高52%~67%。在径向内齿上开设蜂窝孔结构会增加流动阻力,抑制入侵燃气进入涡轮盘腔,有效地提高了轮缘密封的封严性能。     

某电动飞机螺旋桨气动特性数值模拟与风洞试验

以某型电动飞机螺旋桨为研究对象,基于RANS方程和SST湍流模型的MRF方法对螺旋桨进行高精度滑流准定常数值模拟和性能计算。为了验证计算和设计的合理性,对该型螺旋桨进行了缩比模型风洞试验。试验结果表明,数值模拟计算结果与风洞试验数据吻合较好,证明该方法可为螺旋桨设计提供指导。     

飞机蒙皮拉形过程的有限元数值模拟

叙述了飞机蒙皮拉形有限元模拟技术所涉及的有限元数学模型、接触摩擦模型和卸载回弹模型 ,建立了有限元计算模型 ,开发了数值模拟软件 ,通过有限元算例与试验结果的对比 ,验证了有限元计算模型及软件的可靠性和计算精度     

飞机风挡岛撞击有限元数值模拟

应用接触碰撞有限元方法建立鸟撞击风挡三维分析模型,     

飞机风挡鸟撞击有限元数值模拟

应用接触碰撞有限元方法建立鸟撞击风挡三维分析模型,采用具有失效模型的率型材料本构模型,模拟飞机风挡鸟撞击动响应过程,给出两个风挡鸟撞的计算实例,并例结果说明了接触碰撞有限元方法的有效性,并且可更真实地揭示风挡结构被鸟冲击变形破坏的机理。     

基于Star-CCM+二次开发的飞机外流场数值模拟

为了在飞机气动外形设计中获得较为理想的气动性能,必须经过多次的几何建模、模型优化、网格划分、CFD流场数值模拟以及数据采集与分析等过程,其过程耗时耗力且易出错。以DLR-F6翼身组合体为例,基于Star-CCM+软件对飞机外流场数值模拟流程进行二次开发,并给出了部分功能的关键代码。二次开发程序包括以下主要功能：模型导入以及几何处理、网格划分、物理模型选择、边界条件设置、监测点以及监测面设置、计算参数设置以及计算结果查看等等。研究结果表明,使用Star-CCM+二次开发的方法可使飞机外流场的数值模拟按照规范而简单的流程进行,实现一键设置,提高飞机外流场数值模拟的工作效率,保证计算精度以及迭代计算结果的一致性,避免了模拟过程中的遗漏或错误。     

零泊松比蜂窝面内拉伸力学响应的有限元模拟

自适应飞行器因其对于不同飞行阶段的空气动力学适应性,逐渐成为航空航天研究的重点领域。可变形蒙皮不仅需要具有良好的面内拉伸变形性能,同时材料结构也需要具有一定的刚度来应对飞行过程中的载荷。本文提出以由高性能工程塑料聚醚醚酮（PEEK）材料制备的折线形蜂窝和U形蜂窝材料作为蒙皮结构,通过数值模拟计算确定柔性蒙皮的面内拉伸变形模式及两种蜂窝材料的形状尺寸参数对其面内拉伸变形力学响应的影响。结果表明,折线形蜂窝和U形蜂窝材料的面内变形模式呈现高度一致性,同时,两者的面内拉伸变形性能与蜂窝胞元长度和高度成正比,而与蜂窝厚度成反比。本文研究结果可为变体结构的设计与制备提供理论支持。     

飞机简化模型水上迫降入水的数值研究

在飞机水上迫降过程中,其尾部吸力对姿态角的变化具有重要影响.基于Fluent软件,利用动网格技术、用户自定义函数(UDF)、六自由度(6DOF)模型、流体体积(VOF)模型,首先对二维圆柱、三维椭圆抛物体垂直入水以及三维平板水平划水进行数值模拟,并与试验结果对比验证模拟方法的可靠性;然后对NACA TN 2929简化飞机模型进行水上迫降数值模拟.研究发现:尾部吸力使飞机俯仰姿态角发生剧烈变化,入水初期尾部吸力产生的抬头力矩使飞机姿态角快速增加,当姿态角达到最大时,尾部吸力产生的抬头力矩很小,在重力作用下飞机姿态角快速减小.本文所采用的三维数值模拟方法能够较好地模拟飞机水上迫降过程中的吸力和姿态角变化.     

蜂窝夹芯结构面内等效弹性参数的分析研究

针对Bernoulli Euler梁法计算蜂窝夹芯等效弹性参数的不足,利用3D有限元数值模拟技术,通过对不同材料、不同尺寸的正六边形蜂窝夹芯弹性参数进行数值模拟,给出了芳纶纸面内等效刚度和Poisson比随蜂窝夹芯几何参数变化关系,提出了等效弹性参数的计算公式和一种循环优化设计蜂窝夹芯板厚度的新思想,得到了一些Bernoulli Euler梁法无法得到的重要结论:正六边形蜂窝夹芯结构y方向的弹性模量大于x方向的1.5倍;等效Poisson比仅与蜂窝夹芯几何参数有关,而与材料常数无关等。最后通过与文献[11]铝质蜂窝夹芯的压缩实验结果比较,证实了本文所使用方法的有效性和部分公式的正确性。