机翼带外挂系统极限环颤振的区间分析

针对带有初偏间隙型非线性刚度的二元翼带外挂系统的极限环颤振,应用当量线化方法得出了颤振边界曲线,并根据颤振边界曲线用4阶Runge-Kutta法得到极限环相图,可明显看出极限环振动与普通周期振动的区别。然后引入了几个不确定量,通过区间分析方法给出了这些不确定量对机翼带外挂系统颤振边界曲线的影响,并用随机有限元法(FEM)验证区间分析方法的可靠性。进而可以得到一定来流速度下,具有不确定机翼外挂系统幅值的上下界,以及不确定参数对极限环相图的影响。知道机翼外挂幅值的上下界后,可以对外挂幅值进行适当控制。     

地效飞行器重量估算方法

根据地效飞行器(WIG)的特点确定了3类地效飞行器的任务剖面,分析其与一般飞行器任务剖面和相关性能的异同点以及重量估算方法的适用度。通过现有地效飞行器数据和资料的整理,研究其起飞重量与空机重量以及其他各项参数的统计关系。比照一般飞行器重量估算的燃油系数法,确定地效飞行器各任务阶段的燃油系数及其相关计算过程中选择参数的修正。通过数据分析计算起飞重量和空机重量估算中的线性回归值,形成适用于各类地效飞行器的重量估算方法及其推荐经验系数。验算结果证明,A类和B类地效飞行器重量估算结果与实际产品基本相符,C类由于缺乏足够的统计数据,因此难以验算,但实际工程设计应用结果与经验类比法得到的重量估算结果基本一致,表明研究结果能够满足总体设计阶段重量估算的任务要求。     

考虑壁板刚度匹配的大型飞机复合材料机翼气动弹性优化设计

针对大型飞机复合材料机翼,发展了一种考虑壁板刚度匹配的气动弹性优化设计方法。基于敏度算法,以结构质量最小化为目标,以壁板刚度匹配、颤振速度、翼尖变形、设计许用值、工艺性等为约束,在严重载荷状态下设计复合材料机翼结构,研究不同壁板刚度匹配要求对于优化设计结果的影响,并与传统优化设计结果进行比较。结果表明:考虑壁板刚度匹配需要付出一定的结构质量,但对局部稳定性设计、损伤容限设计和大型复合材料壁板制造有利;壁板刚度匹配设计范围对于优化设计结果影响显著,需要根据设计和制造要求合理确定;压缩设计许用值是影响复合材料机翼气动弹性优化设计的关键约束。      

大展弦比飞翼构型的横航向操纵特性

大展弦比飞翼构型取消了垂尾和方向舵,通常采用开裂式方向舵和多组升降副翼组合来实现滚转和偏航操纵.通过与常规的侧力类方向舵对比,揭示了阻力类开裂式方向舵的操纵机理,包括偏航和滚转力矩产生原理以及操纵效能等.对大展弦比飞翼构型的横航向配平能力和协调机动能力进行了分析,并与常规飞机进行了对比,研究结果表明单发失效对偏航操纵效能要求最高,需要适当地增加开裂式方向舵的舵容量或对现有布局进行改进设计.      

大展弦比复合材料机翼的非线性颤振分析

大展弦比机翼在气动力作用下产生较大变形,颤振速度和颤振频率随之发生明显变化,线性理论难以获得比较合理的解答。综合考虑了结构几何非线性、气动非线性和材料各向异性对机翼运动状态的影响,将复合材料机翼建模为非线性薄壁单闭室截面梁,建立机翼的运动方程,并使用小扰动分析的方法得到机翼在平衡位置附近的振动方程。采用Theodorsen非定常气动理论构建气动模型,获得机翼在平衡位置附近的非线性颤振方程,并利用v-g法判定机翼颤振稳定性。通过算例演示了一些非线性颤振的特点,讨论了铺层角、展弦比、机翼线密度等参数对颤振速度的影响,并与线性理论得到的结果进行对比。     

微型飞机及其研制的关键技术

微型飞机作为一种新概念的航空器,有着广泛的功能和用途,它的研究面临诸多新技术开发的挑战,本文介绍了与微型飞机设计和其性能有关的一些问题,并进行了深入的探讨,反映了微型飞机研究的新动态。     

一种飞机尾翼前缘除冰套安装方式

某型飞机平尾前缘除冰系统采用气动机械式除冰方式,在平尾前缘的防护区域敷设除冰套。平尾前缘采用双层金属蒙皮和玻璃纤维复合材料层压板密肋结构形式。通过某型机平尾前缘除冰套安装方式的改进和平尾前缘结构布置的确定,介绍了一种新型的机尾翼除冰套安装方式,平尾前缘结构形式简单,工艺性好,既能满足平尾前缘维修互换性要求,又能满足前缘除冰套安装和维护要求。     

机翼复合材料加筋壁板结构的优化设计

为了提高机翼复合材料加筋板结构的承载效率,把总体屈曲载荷、局部屈曲载荷和静载荷相等作为最优化设计准则,利用稳定性效率因子图和复合材料稳定性分析方法实现机翼复合材料加筋板结构的初步优化设计。利用编写的PCL二次开发程序进行参数化建模分析,可以较快地得出不同材料和载荷情况下的稳定性效率因子图。结果表明:通过稳定性效率因子图结合复合材料加筋板结构的稳定性分析方法,可以较快实现机翼加筋板结构的初步优化设计,所得结构具有相对较高的承载效率。     

细长三角翼摇滚运动数值研究

采用亚迭代耦合求解流体动力学方程和刚体动力学方程数值研究方法,建立流体与刚体运动耦合的无时间滞后的数值手段来分析研究飞行器非定常的耦合运动特征,预测失稳运动的发生与发展。研究表明:在流动结构失稳后机体运动逐步形成极限环振荡的周期性自维持运动,滚转力矩系数滞回曲线呈现典型的”双8”稳定形态,前缘涡的非对称飘起与再附是典型三角翼摇滚的驱动形式;三角翼构型的自由滚振幅随攻角变化呈现阶跃式的变化;自激振荡的幅度及频率与滚动惯量的大小存在对应的规律性关系。非定常自激振动的翼摇滚具有多控制参数、非稳定、非线性的运动特征。     

Gurney襟翼对双三角翼气动特性影响的低速风洞实验研究

通过低速风洞实验研究了Gurney襟翼对双三角翼气动特性的影响,结果表明Gurney襟翼可以提高双三角翼的升力系数、最大升力系数以及中高升力系数情况下的升阻比。此外,进一步证实了Gurney襟翼的有效迎风面积是影响增升效果的主要因素。