气动铣切精加工在波音7575垂尾中的应用

介绍了波音７５７尾精加工采用气动铣切技术的设计原则，型架结构设计与铣切设备的选用情况，及所取得的技术经济效果。     

飞机垂尾抖振响应的飞行试验研究

介绍了国内外垂尾抖振试飞的最新进展情况,并就抖振试飞中可以采用的试飞方法,从理论上进行了分析。飞行试验采用收敛转弯的试飞方法,通过在左、右垂尾上加装的振动加速度传感器,得到了不同马赫数下垂尾的抖振响应情况。在对数据进行均方根分析、时频分析和自功率谱密度分析等方法的基础上建立起抖振响应和迎角、频率的关系后发现：垂尾抖振响应主要集中在垂尾低阶模态频率上;垂尾的抖振响应随迎角、马赫数的增加而增加,其中受迎角的影响大于受马赫数的影响;且飞机在超过初始抖振迎角以后,随迎角的继续增加,垂尾翼尖后缘处的抖振响应显著大于垂尾翼尖前缘位置。     

并行工程与应用初探

对并行工程的概念进行了简要描述，对实施并行工程的关键技术问题做了详细阐述，最后以某型飞机垂尾实施并行工程进行了介绍。     

涡破裂诱导的垂尾抖振气动弹性分析

通过试验方法分析了三角翼前缘分离涡与垂尾抖振之间的关系,深入研究了尾迹流动对垂尾抖振各阶模态的激励作用。计算得到了垂尾模型固有频率及各阶模态。在风洞试验中,应用激光片光烟流场显示技术,得到了三角翼模型在风速为30 m/s下,各迎角的涡结构;使用加速度传感器测量了垂尾翼根和翼梢的抖振响应;使用热线风速仪测量了垂尾翼根和翼梢位置的脉动速度分量。结果表明:前缘涡破裂后产生的高湍流度的尾迹是垂尾抖振的直接原因,抖振边界与涡破裂的强度和位置有关;涡破裂后尾迹与垂尾产生共振,使得抖振加速度响应频率与垂尾固有频率一致;涡破裂后,在较小迎角下,尾迹对垂尾的高频振动模态的激励较为明显,在较大迎角下,涡破裂流动对垂尾低频振动模态的激励加强了。     

垂尾抖振响应的鲁棒-FxLMS主动控制试验

针对垂尾模型低阶模态抖振响应的主动控制问题,设计鲁棒控制器对次级通道进行反馈式阻尼补偿,建立了多模态的RFxLMS控制器,采用宏纤维复合材料压电作动器,开展了垂尾抖振响应压电主动控制的地面模拟试验。试验结果表明,RFxLMS控制器具有收敛速度快、控制效果好的优点,并且相比于单独的FxLMS控制器或鲁棒控制器,对垂尾抖振响应具有更好的控制效果。进一步开展了垂尾抖振响应主动控制的风洞试验。结果表明,RFxLMS控制器在多个试验工况下均有稳定的控制效果,并提升了控制系统的性能,垂尾抖振受控响应的RMS值比无控响应的RMS值降低了39.7%~48.1%。     

亚音速民机垂尾初步设计

横航向飞行品质要求是飞机设计时,选择垂尾和机翼上反角的主要依据.在对主要的横航向飞行品质要求进行分析整理的基础上,本文提出了一种“界限线”法,可供飞机初步设计时,选择合适的垂尾和机翼上反角之用.为说明这种方法的可行性和可靠性,以Y—7型飞机为算例进行了验证性计算。     

飞机垂尾抖振响应的飞行试验研究

介绍了国内外垂尾抖振试飞的最新进展情况,并就抖振试飞中可以采用的试飞方法,从理论上进行了分析。飞行试验采用收敛转弯的试飞方法,通过在左、右垂尾上加装的振动加速度传感器,得到了不同马赫数下垂尾的抖振响应情况。在对数据进行均方根分析、时频分析和自功率谱密度分析等方法的基础上建立起抖振响应和迎角、频率的关系后发现:垂尾抖振响应主要集中在垂尾低阶模态频率上;垂尾的抖振响应随迎角、马赫数的增加而增加,其中受迎角的影响大于受马赫数的影响;且飞机在超过初始抖振迎角以后,随迎角的继续增加,垂尾翼尖后缘处的抖振响应显著大于垂尾翼尖前缘位置。     

涡破裂诱导的垂尾抖振数值模拟

 采用数值模拟方法研究了大后掠三角翼前缘涡破裂诱导的垂尾抖振问题,分析了大迎角条件下的垂尾抖振特性。采用Navier-Stokes方程求解非定常气动力、耦合结构动力学方程,建立了气动弹性方程,在时域内采用松耦合方式推进以得到垂尾结构响应。研究结果表明:涡破裂流的脉动频带覆盖了垂尾扭转模态的固有频率,诱发了垂尾抖振现象;与传统的颤振频域响应特性不同,垂尾抖振响应的各阶位移与加速度响应主频均位于各阶结构模态固有频率附近。此外,弯曲与扭转响应存在耦合效应,且耦合作用的频率与提取的垂尾表面气动载荷脉动频率一致。垂尾的位移响应由一阶弯曲模态主导,振幅不大;加速度响应主要由扭转模态产生,量级较大,使结构持续遭受严重的附加惯性载荷作用。