直升机-舰船动态配合着舰仿真研究

针对直升机-舰船动态配合研究的需求,开发了一种舰载直升机-舰船动态配合耦合模型.该模型以直升机飞行动力学模型为主体,包括了几个子系统模型,同时考虑了子系统间的相互影响与耦合作用.以UH-60A直升机与某型舰船的动态配合为例进行了着舰降落仿真研究.结果表明:流场、舰效和舰船运动等舰载因素加剧了直升机着舰过程中的机体姿态变化,增大了触舰速度,加大了着舰风险.     

陶瓷喷丸强化工艺在起落架构件上的应用

从陶瓷丸的固有属性以及陶瓷喷丸工艺对金属结构件性能的影响等方面进行了大量的分析和研究,针对铸钢丸、玻璃丸以及陶瓷丸3种喷丸工艺以及复合喷丸工艺进行了对比试验,从被喷金属件表面质量、喷丸参数以及表面产生的应力场进行了检测和分析.结果表明,3种喷丸工艺试验结果产生的残余压应力场深度相当,约为0.3mm,而陶瓷喷丸可以获得最高的最大残余压应力值,对于延缓超高强度钢零件表面微裂纹的产生和扩展,改善产品性能,提高抗疲劳寿命有较大贡献.另外,陶瓷丸成分为高质量的氧化锆和二氧化硅,环保性能好,无毒无害,对零件表面以及环境不会造成任何污染;硬度高,弹丸磨损小,且磨损后的弹丸表面光滑等.     

短距起飞垂直着陆推力矢量无人飞行器减速过渡控制律设计

为实现短距起飞垂直着陆(STOVL)无人飞行器在推力矢量控制下的减速过渡,研究减速过渡阶段的控制律综合设计方法.首先通过分析STOVL无人飞行器减速过渡性能,对减速过渡推力矢量控制方案进行了评估;然后采用隐式动态逆方法设计导引律,为STOVL无人飞行器按预设任务减速过渡提供可达的控制指令;最后采用改进的特征结构配置方法进行内环控制律设计,跟踪导引指令并保持姿态稳定,伴随动压降低加入姿态喷管控制,辅助气动舵面稳定姿态.由全量六自由度飞行仿真结果表明:当减速过渡速度低于最小平飞速度以后,STOVL无人飞行器依然保持良好的航迹跟踪和姿态稳定.该方法完全采用直接配置法,有利于随控布局总体方案的快速评估.      

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。     

航空复合材料构件精确制造技术探讨及应用

随着军用航空器对作战效能比和民用航空器对燃油经济性要求的不断提升,以碳纤维增强树脂基复合材料为代表的轻量化高性能材料得以在航空器上广泛应用。国内外许多专家、学者对树脂基复合材料构件制造过程进行了大量的研究。复合材料成型工装制造时,应减少支撑块,并使用Invar钢制造的成型工装来提高复合材料构件的制造精度。在复合材料构件成型时,过低的固化压力会造成复合材料构件内部缺陷,低的升温速率和降温速率能够减少温度梯度对复合材料构件变形的影响。通过对工装补偿和优化成型工艺参数来实现盆形零件的精确制造。     

飞机主起落架舱门变形分析与边界约束优化

基于有限元软件Patran和Nastran,对一种常见的短程民用飞机主起落架舱门在空中严重工况下的变形进行仿真分析,并通过试验验证有限元模型的准确性;最后,根据有限元仿真分析结果对舱门的边界约束进行优化,并将优化后的舱门变形情况与优化前进行对比分析;分析结果表明,优化边界约束后的舱门变形量显著减小,其结构应力水平明显降低。     

高鲁棒性的螺旋桨片条理论非线性修正方法

针对螺旋桨极端状态分析计算的问题,对片条理论（BEMT）方法进行了一定的改进。虽然片条理论在常规工况下能够比较准确地计算拉力和功率,但在考虑严重非线性的部分工况下,如很低或很高前进比状态,传统片条理论存在一定的局限性,无法可靠地计算拉力、功率、环量分布及诱导速度。鉴于此,分析了传统片条理论方程解的不唯一性和诱导速度的奇异性,然后结合涡流理论提出了一种环量迭代修正方法,解决了传统片条理论在极端工况下的计算困难。另一方面,为了兼顾多种叶素非线性效应,应用人工神经网络对叶素的大迎角特性、低雷诺数特性及跨声速特性进行特征提取,并为片条理论提供高效的叶素非线性气动特性预测。通过与计算及试验结果对比,验证了修正片条理论方法针对本文计算模型能够在很低/很高前进比下进行准确计算。在本文算例中,拉力和功率的相对误差在常规工作段可以保持在5%以内,在很低和很高前进比下仍可以保持在10%以内。     

半球谐振陀螺精密集成组装技术探讨

半球谐振陀螺零件制造的高精度和对称性是保障产品性能指标的关键,当前制造技术的短板是制约半球谐振陀螺性能指标提升、高合格率和低成本制造,以及批量生产的主要原因之一,集成组装是半球谐振陀螺制造过程的关键环节。因此提出了面向半球谐振陀螺装配的"六心一线"目标,即半球谐振子几何球心、质量中心、谐振中心、激励罩的激励电极中心、读出基座输出检测中心以及形成的静电场中心必须做到同心、同轴,探讨了保证"六心一线"的集成装调技术,为保障半球谐振陀螺的装配精度、性能和装配合格率提供技术支持。     

主起落架的故障分析

 <正> 1.故障现象 某飞机在着陆前放起落架时,飞行员将起落架手柄从中立位置推到放下位置,仪表板上三个指示轮位完全收上的红灯全部熄灭,而指示起落架完全放下的绿灯却有一侧未亮,此时飞行员感到有明显侧滑。当飞行员将手柄重新放到收上位置,然后从收上位置直接推到放下位置时,仪表板上三个红灯熄灭,三个绿灯全亮,起落架放下,飞机侧滑消失,安全着陆。以后飞行中曾随机出现上述故障现象,均采取此措施,使飞机放下主起落架安全着陆。     

平／钝头外形俯仰动态特性对落点姿态的影响分析

采用自由振荡法数值模拟了平头、钝头外形的超声速俯仰振荡时间历程,并应用奇异分解线性最小二乘法辨识稳定性导数,得到动导数随马赫数和攻角非线性变化的规律.平头外形在较高马赫数和中小攻角范围内存在动不稳定现象,随着再入时马赫数的降低,动不稳定的攻角范围不断缩小,直至演化为动稳定的;小钝头外形则没有动不稳定现象.蒙特卡洛弹道仿真表明,平头外形初始时刻俯仰角的扰动会经历一个先增长然后衰减的过程,最终落地时俯仰角小于1°,满足设计要求,但其落地速度有所降低,可能影响该外形对靶标的侵彻效果.