甲板运动对舰载机人工着舰的影响和补偿

分析了甲板各自由度运动对舰载飞机准确着舰造成的影响,提出根据主要的影响因素,由降落指挥官发出补偿引导指令,对甲板运动进行补偿。在此基础上,采用神经网络预测甲板运动并结合模糊控制,建立了补偿指令和控制模型,并通过数值仿真分析了所建立的模型的合理性。     

跪式起落架在武装直升机坠毁过程中能量吸收能力研究(Ⅱ)——理论模型分析方法

 采用简化的弹簧 -刚性杆系统模型,通过 Lagrange方程解出了直升机以 6 m/ s的速度垂直撞击地面这一过程的动态响应,近似给出了起落架吸收的能量 (塑性功 )占初始动能的百分比;机体的动能变化曲线以及主缓冲器的载荷谱曲线。与有限元分析结果进行比较,符合程度很好,可为直升机抗坠毁初始设计提供理论指导。     

高原机场飞机起降滑跑距离计算与分析

针对高原机场地形复杂、气候多变,对飞机的发动机推力影响很大,进而影响飞机的起降性能的问题。建立了一种起降性能模型,结合高度、风场、重量、坡度、温度等对起降性能的影响,引入综合修正系数,通过计算关键指标参数－滑跑距离,来研究飞机高原机场起降性能,经过与实际试飞值对比验证了方法的有效性和可行性。     

民用飞机大侧风起降试飞关键技术研究

某型民用飞机的大侧风起降试飞是我国首次严格按照CCAR25部的要求将相关试飞技术完整运用于民用飞机。结合该飞机的大侧风起降试飞,对飞机理论抗侧风量的预测方法进行了研究和验证,提出了将飞机的理论抗侧风量换算至全重量范围内的方法,并详细阐述了民用飞机大侧风起降试飞过程中的关键试飞技术,可为其他运输类飞机的大侧风起降试飞提供重要的参考。     

风洞阻塞度对起落架气动噪声测量影响的数值模拟研究

为了解风洞阻塞效应对起落架气动噪声测量的影响,用基于S-A湍流模式的延迟分离涡模拟(DDES)对四轮基本起落架模型进行了数值模拟。通过不同截面积的滑移壁面计算域模拟模型安装在不同截面积风洞中的效应,并通过将底面和侧面设为远场边界条件模拟了无风洞起落架的流动条件。阻塞度从0变化到8.8%,根据所得到的非定常流场计算了时均表面压力分布和表面声压级分布。计算显示表面声压级总体上随阻塞度增大而减小;存在一个4%~5%的阻塞度阈值范围,在此范围内表面声压级发生突然变化,大于或小于该阈值范围时表面声压级受阻塞度的影响不大;对阻塞度变化最敏感的部件为前轮,而后轮最不敏感。这说明不同阻塞度下模型的气动噪声特性与平均流动特性密切相关。     

油液压缩性对飞机摆振特性的影响

为了研究飞机减摆器中油液压缩性对摆振稳定性的影响,以某型无人机前起落架为研究对象,在建立液压缸压力微分方程的基础上,采用LMS Imagine.Lab AMESim建立飞机减摆器液压模型,利用该模型对减摆器动态阻尼特性进行仿真分析。基于多体动力学理论,采用LMS Virtual.Lab Motion建立前起落架摆振动力学模型。联合上述两种模型进行飞机滑跑虚拟试验,得到不同油液压缩性时飞机摆角的动态响应曲线。结果表明:当油液含气量从0.05%增大到0.50%时,功量图面积减少了44%,增大油液含气量极大地减小了减摆器的阻尼性能,尤其是在小振幅、低频率的工况下;摆振稳定性对油液的压缩性相当敏感,不太大的油液含气量(大于0.19%)足以使摆振不稳定。     

MBSE在民机起落架系统设计中的应用

详细介绍基于Raphsody的大型民机系统功能开发流程与方法,及其在民用飞机起落架系统设计中的应用。通过模型的方式对系统建立用例、功能流、时序关系和可用于执行验证的状态机来描述系统,指导大型民机复杂系统设计过程中的需求分析、功能分析和设计综合工作,探索MBSE方法在民机复杂系统设计中的指导作用。     

考虑交接班误差的RLV进场着陆轨迹和安全交接区设计

针对考虑交接班误差的重复使用运载器(RLV)无动力自动进场着陆段轨迹设计问题进行了研究。将整个自动进场着陆过程分成交接段、标称下滑段和标称拉平段3个阶段。在依据标称交接班状态、触地状态逆序完成拉平段、下滑段的标称轨迹设计的前提下,针对可能存在的交接班误差,提出一种综合考虑纵、侧向位置和速度交接班误差的交接段在线三维轨迹设计方法,并结合阻力舵调整策略,实现RLV从交接班点向标称轨迹的平滑过渡;然后,在交接段轨迹设计基础上提出了交接高度平面内"安全交接区域(SIA)"的概念及其求解方法。仿真结果表明:所提出的轨迹设计方法及SIA对存在交接班误差的无动力进场着陆轨迹设计问题具有实际的参考意义。     

三轴承旋转喷管型面设计与分析

通过对短距/垂直起降用三轴承旋转喷管工作原理的分析,给出了型面设计的技术指标,并对三轴承旋转喷管型面进行了分析,探讨了等直段、型面过渡段、收缩喷管段的设计方法。同时,基于某型涡喷发动机开展了数值模拟分析,发现喷管推力矢量有效偏转角与喷管偏转角度大致呈线性关系,且前者约为后者的1.021倍,则设计的三轴承旋转喷管具有产生矢量推力的能力,满足了型面设计的要求。     

基于边缘射流的起落架气动噪声控制研究

:起落架噪声可以看成是一系列结构件单独引起的气体扰流噪声以及这些不同结构件相对位置引起的干扰噪声的耦合.为了降低起落架气动噪声,提出一种基于边缘射流的主动控制技术.以某型飞机前起落架为研究对象,在其扭力臂背风面施加射流,利用分离涡脱模拟方法对其支柱和扭力臂结构简化模型的周围流场进行非定常计算,获取声源分布,采用FW-H积分获得远场噪声特性.结果表明:边缘射流能够有效抑制干扰噪声和支柱噪声,起落架的中频噪声得到一定幅度的下降,宽频噪声强度也有所减弱;射流改变扭力臂尾涡的脱落状况,可以减轻甚至消除涡脱落对支柱的冲击,从而减弱了支柱表面由于撞击而产生的脉动压力,达到降低声源强度的目的.