下单翼飞机主起落架舱补强结构设计与分析

主起落架舱(以下简称主起舱)位于主起落架所在的机身腹部翼身开口处,该区域连接结构复杂,是飞机外部载荷、应力集中、疲劳问题最为严重的区域,是机身载荷传递实现平衡的必经区域。主起舱的补强与一般机身开口补强不同,一方面要能够有效缓解开口应力集中,另一方面要参与外翼、主起落架与机身之间的传力以降低周围结构应力。补强结构设计的好坏直接影响翼身传力和主承力结构设计,通过主起舱补强结构进行力学和有限元对比,分析说明下单翼飞机主起舱补强方案。     

一种用于支撑干扰试验的辅助支撑系统研制

某试验模型在风洞中除了要进行常规测力试验外,还要进行支撑干扰修正。模型采用直尾支为主支撑获得基本数据;采用腹支撑为辅助支撑,通过"两步法"修正支撑干扰近场影响。针对要求研制辅助支撑系统,即腹支撑机构及假尾支结构。模型受载后,腹支撑刚度不能避免假尾支与模型干涉的风险,因此研制了假尾支补偿机构。假尾支补偿机构利用电动缸驱动,直线导轨限位,距离传感器实时监测和反馈,可有效补偿假尾支的位置。     

前起落架突伸对舰载飞机弹射起飞航迹的影响

本文研究了舰载飞机的前起落架突伸对弹射起飞航迹的影响．在动力学模型中，把起落架看作是由油气减震器和充气轮胎组成的减震装置．在弹身器末端，前起落架在压缩空气的推动下开始突伸，以增加飞机的离舰迎角。本文计算了两种突伸方式，并比较了它们的结果，这两种方式均能减小离地后的航迹下沉量，并能很好改善弹射起飞性能．     

翼刀对双立尾/三角翼立尾抖振的影响

在北航的水槽和风洞中进行了加装翼刀的75°后掠双立尾/三角翼的立尾抖振实验,目的是研究翼刀对立尾抖振的影响.采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验翼刀对立尾抖振减缓的效果.流动显示的实验结果表明三角翼前缘涡涡核从翼刀上方经过时,会提前破裂.这在一定程度上减弱了前缘涡.激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在28°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,B1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无翼刀的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善.立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,频谱分析也能得到前缘涡提前破裂的结论,前缘涡的提前破裂起到了减缓立尾抖振作用.     

飞机舱音记录器非话语信号盲分离性能

飞机驾驶舱话音记录器(Cockpit voice recorder,CVR)记录的舱音信号,通常是语音声、警告声、开关按钮声和背景噪声等混合而成的.目前国内对该类信号的分析和辨别主要是计算机译码后进行人耳辨听,存在不易准确分辨出各种独立的声音信号的缺点.本文提出采用基于高效快速的独立分量分析(Efficient variant of fastI-CA,EFICA)算法和可调整权值的二阶盲分离(Weight-adjusted variant second-order blind identification,WA-SOBI)的混合算法对舱音信号进行分离实验.采用不同算法的仿真结果比较表明,混合盲处理算法具有更为优越的分离性能.     

冲击作用下薄壁结构动态响应的一种计算方法

针对有内部弹性约束的内置式旋成壳体弹性结构系统,按照舱段法构成了其线性动态模型。完成了在冲击载荷作用下结构中出现的过载与内力计算,指出了通过利用隐形离散算子的振动方程,直接积分法有效使用的可能性。     

微型扑翼飞行器的改进非定常涡格法

为在保证较高计算精度的前提下高效地进行扑翼飞行器(MAV)气动特性计算,提出了一种MAV非定常涡格法(UVLM)的改进算法.在算法中充分考虑翼面瞬时形变及诱导阻力等对MAV流场及气动力的影响,并在其尾涡模型中增加对尾迹涡环畸变及粘性耗散等的建模,使算法模型能更好地反映MAV的翼面气动状态.编程实现并通过实例验证了算法的有效性和快速性;为将UVLM引入MAV优化迭代,还研究了尾涡剔除对算法效率及精度的影响,结果表明在算法模型中剔除MAV尾部一定距离处的尾涡后,可在保证算法精度的前提下大幅减少运行时间,表明该算法在MAV结构优化中存在一定的潜力.     

基于螺旋襟翼的喷流偏转实验研究

基于阿基米德螺旋线理论,通过逐渐增大曲率半径的方法,设计了一种新型的流动控制襟翼——螺旋襟翼。研究了螺旋襟翼的起始半径、对齐半径等关键控制参数对上表面喷流偏转的影响规律,并与传统基本襟翼的控制效果进行了对比,对二者的控制机理进行了分析。结果表明:所设计的螺旋襟翼最大平均推力偏转角约为19.6°;与基本襟翼相比,螺旋襟翼在大落压比下的平均推力偏转角更大,推力效率更高,这说明改变曲率型面可以促进喷流的流动附着,提高上表面吹气系统性能。     

GE公司变循环发动机的发展

综述了GE公司自20世纪60年代至今所研制的5代变循环发动机(VCE)的发展历程、性能特点和结构特征。对第1代VCE的可调面积涵道引射器的结构及性能、第2代VCE的核心驱动风扇级的演变历程及结构特征和第5代变循环发动机的"叶片上的风扇"(FLADE)结构形式进行了详细描述,对目前已经研制成功但尚未工程应用的F120变循环发动机进行了介绍。     

民用飞机纵向力矩特性研究

纵向力矩特性的优劣影响失速攻角及最大升力系数的使用,对飞机的安全性及经济性起着重要作用。国内外飞机设计规范及适航条例对飞机的操稳及失速特性作了明确的规定和要求。从CCAR-25 运输类飞机适航条例对失速特性要求的角度出发,研究民机的纵向力矩特性,并从理论上推导俯仰力矩允许的上仰幅度公式,从风洞试验数据分析俯仰力矩上仰的原因。结论表明为满足适航要求的减速率及杆力为正,俯仰力矩可以允许一定量值的上仰,但幅度不可过大;平尾当地动压的减小使得其对俯仰力矩贡献减小;平尾对纵向力矩贡献的减小是俯仰力矩上仰的主要因素。