基于试验气动力的弹性飞机舵面效率分析

基于非线性试验气动力和线性理论气动力对某飞机进行了气动导数和飞行载荷计算,分析了舵面操纵效率受气动力类型、飞行动压和迎角的影响,重点研究了舵面操纵效率、舵面操纵反效与翼面弹性载荷、弹性压差分布以及弹性气动压心之间的关系。研究表明：使用非线性试验气动力和线性理论气动力所分析得到的舵面效率具有较大的差别;受到结构弹性变形的影响,随着飞行动压的增加,舵面的操纵效率不断下降,副翼甚至会出现操纵反效现象;在使用非线性试验气动力进行分析时,飞行迎角对于舵面操纵效率具有较大的影响,这是在使用线性理论气动力进行分析时所不能考虑的。     

直升机旋翼桨叶的弹性碰撞动力学建模

建立了直升机旋翼桨叶弹性正碰撞的动力学模型,采用有限转动梁理论处理桨叶的弹性变形,利用Hertz接触理论处理局部弹性变形,引入位移协调方程识别弹性碰撞载荷,运用Hamilton原理建立了桨叶正碰撞的动力学方程.通过与Timoshenko算例的对比表明了该方法的正确性,且对集中质量与直升机桨叶的弹性正碰撞问题进行了研究.      

压力载荷下的结构拓扑-形状协同优化

 压力载荷作用下的结构轻量化设计是工程中的常见问题,由于压力加载面的可设计性,现有以固定载荷为基础的拓扑优化技术不能很好地处理这类问题。直接采用CAD参数化样条或B样条曲线描述压力加载面,通过拓扑和形状变量的联合优化满足了工程实际对结构轻量化与边界的功能性与光滑性设计要求。同时,为了避免结构边界形状变化时有限元网格刷新引起的定义拓扑伪密度变量的困难,用所提出的背景网格和密度点技术实现了每一步单元密度设计迭代结果的自动传递,并采用网格变形技术实现了形状设计变量灵敏度分析。采用4个数值算例验证了方法的有效性,其中发动机承力框架的设计结果充分说明该方法在航空结构设计中的重要应用价值。     

F-35武器系统和载荷分离飞行试验的预先研究

在复杂飞行状态下,F-35的三种型号因拥有更多武器系统种类和挂载方案,其外挂分离飞行试验的复杂程度和技术难度要高于F-22A项目。为了在有限的时间内完成所有的挂载物分离飞行试验科目,F-35分离试验研究小组将采用一系列创新的飞行试验方法和的技术实施方案,包括更大范围地使用先进的计算机流体动力学（CFD）模拟技术来指导分离试验,降低试验成本利用结构有限元模型（FEM）大范围进行计算机虚拟试飞,降低飞行试验风险等。     

RFI工艺成型两种环氧树脂基复合材料性能比较

采用RFI工艺分别成型了648和5228A环氧树脂基复合材料层合板,其增强材料为碳纤维无屈曲织物,铺层方式为[(0,90)/( 45)]s;测试了两组层舍板的拉伸性能、弯曲性能和层间剪切性能并做了比较分析;对破坏形式和机理进行了探讨.结果表明:5228A相对于648环氧树脂膜有较宽的低黏度区域,较长的凝胶时间;5228A与648层合板相比,拉伸强度高106%,拉伸模量、泊松比接近;弯曲强度高58%,弯曲模量高16%;层间剪切强度高62%.     

随机声载荷时域信号门限自回归模型研究

利用航空发动机燃烧室噪声测试数据[1],采用门限自回归分析方法建立随机声载荷门限自回归模型SETAR(2;2;30,30),得到令人满意结果,并将拟合和预测均方误差与文献[1]非门限的自回归滑动平均模型ARMA(17,16)的结果进行了比较.     

预拉伸条件下铝合金焊接残余应力的数值模拟

利用ANSYS有限元分析软件,通过APDL语言编程,实现了不同预拉伸应力条件下铝合金平板对接焊过程中,温度场及应力场的模拟分析.计算结果表明,预拉伸焊接法可以有效地控制焊接残余应力,随着预拉伸应力的增大,其焊后残余应力值逐渐减小.当预拉伸应力σP从0增加到90%σ0.2时,纵向残余应力降低了85.6%.模拟分析结果与实验测试结果基本吻合.     

喷管分离流动与侧向载荷定常数值模拟

利用商业CFD软件,进行了三维、有粘、定常计算,模拟了某液体火箭大面积比喷管地面条件下的分离流动.计算了多个不同入口总压下的工况.其结果预示了该喷管的分离流动在不同入口总压下的激波模态变化,并获得了非对称分离及其造成的侧向载荷的分布情况.计算为进一步相关研究打下了基础.      

雨流计数的递归算法

给出了疲劳分析中雨流计数法的另一种等效解释。在这个解释的基础上,提出了雨流计数的递归算法。该算法将包含多于一个应力峰值点的任意载荷 时间历程以两个谷值点为界分解成3个子段,每个子段用递归方法继续分解成3个更短的子段,直至每个子段仅包含一个峰值点或不包含峰值点为止。分解得到的仅包含一个峰值点的任意子段对应一个子循环,其应力的最大值和最小值在递归分解过程中可以同时算出。该算法不需像其他雨流计数算法那样在剔除局部子循环的峰、谷点数据后重新整理载荷 时间历程,也能保留各应力子循环出现的先后次序信息,且最先分离出来的可以是变程最大的应力循环。算法的缺点是不适合实时疲劳损伤计算,且算法在实现时需要计算机为其堆栈分配较多的存储器空间。     

三翼面飞机前翼和平尾机动载荷优化配置

对三翼面飞机两种典型机动状态下的飞行载荷进行了分析,提出了一种适合三翼面飞机机动载荷优化配置的方法。讨论平尾升降舵与前翼操纵面之间的协调偏转率变化以及飞行动压变化,对配平参数、铰链力矩和载荷分布的影响。指出协调偏转率变化会引起平尾升降舵和前翼操纵面的配平角度、铰链力矩以及平尾和前翼载荷分布的显著改变,在设计时应该对协调偏转率加以选择,从而对平尾和前翼的载荷进行综合优化配置。