基于功能危险性评估的民用飞机驾驶舱门设计探讨

FAA分别于2002年和2008年颁布25-106及25-127修正案,增加驾驶舱门安保事项以提高驾驶舱的安全水平。修正案要求加固驾驶舱门,驾驶舱门必须设计成可以阻止未被授权人员进入驾驶舱并且阻碍危险物体射入以保证机组人员的安全。驾驶舱门必须能检测驾驶舱失压并可以释放门或者卸压板平衡压力差,还应有措施使飞机机组成员在该舱门卡住的情况下能直接从驾驶舱进入客舱。因此,在驾驶舱门上设有一个可以快速释放的紧急出口。根据飞机驾驶舱门结构及功能的主要特点,对驾驶舱门功能故障进行探讨,同时对功能故障引发的危险性等级进行划分,以确定安全指标,进而辅助驾驶舱门设计工作。     

两级入轨运载器RBCC动力系统内流道设计与性能计算

针对以火箭基组合循环(RBCC)发动机作为水平起飞两级入轨(TSTO)运载器第一级动力系统的方案,建立了进气道-燃烧室-尾喷管一体化流道耦合性能快速计算模型,初步设计了RBCC发动机一体化内流道。RBCC发动机使用变结构进气道,采用支板/凹腔相结合实现火焰稳定的燃烧室以及单侧膨胀尾喷管;应用经过校验的性能分析模型进行RBCC燃烧室性能快速计算;对比分析了性能分析模型与三维数值计算获得的发动机出口状态参数对于飞行器后体流场的影响性;完成了RBCC为动力的两级入轨方案飞行器动力系统的性能分析与计算;分析评估了飞行弹道条件下RBCC推进系统的性能。计算结果表明:飞行器起飞质量280t时,可以完成运送4t载荷进入近地轨道的任务。     

6156-T4铝合金焊接加筋薄壁结构剩余强度评估的CTOD方法

为保证飞机设计满足损伤容限性能要求,有必要对其进行剩余强度评估。针对6156-T4铝合金焊接连接薄壁结构进行了R曲线和剩余强度试验,判断了裂纹扩展经过筋条时的裂纹扩展路径,测量了母板和筋条两个方向的裂纹扩展速率,并采用不同的断裂准则和分析方法对单及双跨度多个初始裂纹长度焊接加筋薄板的剩余强度进行了预测。结果表明:裂纹扩展在经过筋条时,同时沿着母板和筋条继续扩展,筋条上的裂纹扩展方向垂直于母板且两个方向的裂纹扩展速率基本相同;采用净截面屈服准则进行剩余强度预测时会低估这种韧性较好的焊接连接薄壁结构的剩余强度;基于SINTAP-FITNET评价体系,以裂纹尖端张开位移(CTOD-δ5)作为裂纹尖端弹塑性表征参量进行剩余强度预测时,预测结果比采用K曲线预测方法精度高。     

高超声速飞行器复杂结构热试验技术

为解决高超声速飞行器复杂结构热试验加热器设计难题,以高超声速飞行器钝头体试验样段为研究对象,对复杂结构热试验从试验方案确定,加热器详细设计,温度、应变、位移的测量及热流控制方法等相关技术进行研究。通过自行设计的红外加热器完成了钝头体试验样段的高温试验,获得了大量的温度、应变、位移等试验数据。通过本次研究,梳理了高超声速飞行器复杂结构加热器设计流程,为优化结构设计提供了重要试验数据支持。     

多齿轮缘封严特性的实验

使用气体体积分数法得到了多齿轮缘封严的封严效率分布,获得封严效率随无量纲封严流量变化规律,最终拟合得出实验工况下的最小封严流量计算关联式（实验中主流雷诺数为1.42×105~3.20×105,旋转雷诺数为5.27×105~1.36×106）.通过对二氧化碳体积分数的测量结果表明:在盘腔内部高半径处封严效率较低,而低半径处封严效率一直处于较高的水平;封严效率随封严流量的变化与Owen封严效率方程有较好符合度,说明可以用封严效率方程对多齿轮缘封严进行预测,实验结果进一步扩展了其应用范围.      

绳驱动拟人臂机器人的动力学建模及张力分析

与传统的机械臂相比,绳驱动拟人臂机器人采用串并混联的结构形式,模拟了人手臂肌肉的并联驱动方式,但是,绳索的引入也增加了动力学分析的难度.将绳驱动拟人臂机器人视为基座、大臂、小臂和末端四连杆串联机构,采用迭代牛顿-欧拉法建立动力学方程的递推形式,考虑绳驱动的冗余特性和绳索的单方向受力性,提出基于动态最小预紧力的张力分配算法,求解出各绳索的驱动力.与未进行张力分配的方法及基于静态最小预紧力的方法相比,所提出的算法可使各绳索驱动力根据动态最小预紧力进行实时调节,满足了不同工作条件下机构的刚度要求.     

基于耦合动力学要求的旋翼阻尼器特性分析

旋翼阻尼特性是直升机动力学问题的要素之一,根据全机动力学设计要求,进行地面共振和旋翼/动力/传动扭振系统稳定性分析,并据此提出旋翼系统阻尼特性参数设计要求.分析了粘弹性阻尼器和液压阻尼器的特点,研究了阻尼器刚度和阻尼对全机耦合动力学的影响;通过比较不同孔径节流孔的阻尼特性,确定了阻尼器设计方案.计算分析结果以及阻尼器样件的性能试验和机上试验验证结果表明:阻尼特性能够满足地面共振和旋翼/动力/传动扭振系统稳定性要求,并可实现其用于桨叶折叠的功能要求.      

微小型无人直升机避障最优轨迹规划

针对无人直升机在低空复杂环境下避障飞行问题,提出了一种基于非线性最优控制理论的求解策略.以避障机动飞行时间为优化目标,无人直升机六自由度非线性动力学方程为等式约束,直升机飞行性能限制以及三维空间中障碍物限制等因素为不等式约束,建立了避障机动飞行的最优控制模型.然后利用高斯伪谱法（GPM,Gauss Pseudospectral Method）将轨迹规划问题转化为非线性规划（NLP,Non-Linear Programming）问题,并采用序列二次规划算法进行求解.在此基础上研究了障碍物尺寸对最优轨迹的影响.计算结果表明,该方法能够以较高的精度生成真实可行的避障飞行轨迹,最优机动动作取决于障碍物纵横向尺寸比.      

一种前飞状态直升机可达区域快速计算方法

直升机可达区域可用于生成空域安全态势,提高直升机在低空复杂环境中的飞行安全水平.为了满足求解可达区域的实时性和准确性要求,提出了一种快速计算方法.根据能量机动性求解了直升机控制域,结合运动学方程建立了可达区域数学模型.基于最优控制原理,实现了边界点快速计算;提出了基本可达区域的概念,将实时可达区域构造问题转化为少量边界点的计算问题.以AH-1G直升机为对象进行了二维和三维的算例分析,并与微分包含法计算结果进行了对比.算例结果表明,直升机控制域是时变的,需根据实时飞行状态进行计算;该算法能实时计算前飞状态直升机的可达区域,有较高的计算精度.     

超声速横向喷流侧向控制的数值模拟

为研究来流攻角和喷流位置对横向喷流侧向控制力的影响,通过数值方法模拟了超声速条件下的横向喷流干扰流场,计算得到的壁面沿程压力分布与实验结果吻合良好.采用喷流力放大因子和实际作用位置表征喷流侧向控制力的实际作用效果,引入法向干扰力沿程增加系数来分析弹体表面的压力特征区域对侧向控制力的影响.计算结果表明:在喷流干扰下,侧向控制力大小不等于喷流设计推力,并带有绕喷流中心位置的低头力矩;低压尾迹区是影响侧向力实际作用效果的决定因素;攻角的增大和喷流位置的后移,分别有助于削弱低压尾迹区的干扰强度和作用范围,从而增强侧向控制力的实际作用效果.