飞机起落架作动筒检测试验台的设计原理

作动筒作为飞机起落架的核心部件,其安全性检测对现代飞机具有重要的意义.目前,国内的作动筒检测方式非常不完善,主要以人工检测为主,检测精度较低.针对该问题,设计一种自动化、高精度的作动筒检测试验台,并对其工作原理、流程以及应用前景进行简要的介绍.     

高超声速飞行器控制面动密封技术

根据高超声速飞行器控制面高温密封件的设计要求,本文介绍了NASA格林研究中心高温密封件的先进设计方案,即以耐高温材料的编织物为基础的密封件方案、陶瓷层叠薄片密封件方案和预加载器方案,并总结了鉴定密封件和密封系统性能的试验设备和方法。     

在大气紊流中飞行的弹性飞行器动力学模型

本文以大展弦比、后掠翼飞机和轴对称导弹为例,分别建立了弹性飞机和细长体弹性飞行器在大气紊流中飞行时的动力学模型。该模型考虑了非定常气动力的影响以及刚性运动和弹性变形模态之间的气动耦合作用,并给出了其状态空间方程的标准形式。     

不带稳定翼飞船返回舱俯仰动稳定性研究

联盟号飞船返回舱,如果不存在稳定翼,从高超声速到低Mach数时,力矩曲线有由一个平衡迎角(α1),经二个(a1、α'2)到三个(α1、α2、α3)平衡迎角的情况出现.当有一个平衡迎角时,可能有一临界Mach数Mcr,当M∞＞Mcr时,平衡迎角处是动稳定的;M∞＜Mcr,变为动不稳定的,同时出现极限环.也可能不存在这个Mcr,这时随Mach数降低到M∞=M'cr,即2个平衡迎角的情况,在力矩曲线与α轴相切的平衡点α'2,会出现鞍、结点分叉.M∞＜M'cr后,对于存在三个平衡点的情况,在α和α的相图上,它是结点-鞍点-结点的结构.当α1处是稳定结点形态时,只有在很小的扰动情况下,它才能返回α1的状态.如果α1为不稳定结点状态,在α1附近,微小的扰动,使迎角由α1迅速变成α3或者更大.这是混沌的先兆.     

中国飞机强度研究所在国内首次成功实施带空气作动筒仿升的起落架落震试验

2001年12月至2002年2月，中国飞机强度研究所二室落震组在耀县试验基地4号厂房350kJ落震台，圆满完成了国内首次带空气作动筒仿升的某型飞机主起落架的落震试验。其试验方法、试验过程及最终试验结果，得到了俄罗斯专家和国内同行的一致好评。     

受三点,四点弯曲半圆形单边裂纹SIF的研究

本文提出用以确定就力强度因子的一个新的由光弹性与权函数两种方法相结合的混合法，用此方法经济有效地求解了含单边裂纹半圆形板受三点及四点弯曲时的应力强度因子，并与和了比较，二者符合良好。同时还分别给出了应力强度因子随载荷位置和裂纹长度变化的情况。本方法为断裂力学的研究和工程应用提供了一个有效的手段。     

输流管的振动微分方程及单点弹性支承悬臂管的稳定性分析

本文研究了具有单点弹性支承的悬臂输流管的稳定性问题。研究内容包括：振动微分方程的建立，方程的离散化，确定静平面位置及平衡点稳定性分析等。     

用双基超宽带合成孔径雷达提取地面动目标信息

讨论了在超宽带波束合成孔径雷达，系统中利用双基天线构造进行地面动目标显示的方法。为了抑制强杂波信号，雷达信道具有同样严格的要求。在双基系统中这些信道是不一样的，作者研究了如何补偿这种双基构造。双基杂波散射的影响是不可能补偿的，因此尝试对地面动目标显示的双基散射影响进行估算。在时域和频域中可把宽天线波束的双基合成孔径转换成单元基合成孔径。雷达信道间的失配会引起杂波泄漏，明确了时域和频域脉冲压缩冲激响应泄漏。     

高压小直径筒体密结构分析设计

采用以弹性应力分析和塑失效准则基础的分析设计方法，对液体介质的高压小直径密封结构进行了理论分析及工艺试验，同时分析了影响密封效果的各种规范参数，经实际应用，证明该设计方法完全达到了设计要求。     

有控飞机地面试验数据在伺服弹性分析中的应用

对于一架装备有增稳控制系统的先进飞机，建立符合实际情况的伺服弹性数学模型是一项困难而复杂的工作。为了提高伺服弹性建模精度，提出了一种在地面全机结构模态耦合试验的基础上，用试验结果修正伺服弹性数学模型的方法。通过一个工程算例验证，表明该方法能够有效地改善伺服弹性数学模型的精度，提高伺服弹性分析的可靠性。