基于试验气动力的纵向机动飞行载荷分析

提出了一种基于非线性风洞试验数据(简称试验气动力)同步进行纵向机动飞行过程和飞行载荷的计算分析方法.通过曲面样条插值将试验气动力的升力系数和俯仰力矩系数引入纵向机动飞行过程的计算,同时基于试验气动力的压力分布进行全机飞行载荷的静气动弹性修正.弹性载荷的计算采用线性气动力影响系数矩阵处理.采用偶极子格网法提供气动力(简称理论气动力).将基于这两种气动力的计算结果进行了对比.结果表明:基于试验气动力的机动飞行过程更为合理;基于理论气动力的载荷随机动飞行过程的变化趋势有可能与基于试验气动力的载荷变化趋势不一致.      

考虑筋条扭转弹性支持的轴压复合材料加筋板局部屈曲分析方法

考虑筋条的扭转弹性支持作用,采用里兹能量法建立了轴压复合材料加筋壁板蒙皮局部屈曲问题的理论模型。考虑筋条下缘条对蒙皮的影响,对该理论模型提出了一种改进计算方法。对典型复合材料加筋平板轴压局部失稳临界载荷进行算例分析,通过理论分析结果、试验结果和有限元仿真结果的比较,验证了本文方法的合理性。同时实验结果表明,采用本文方法可显著提高蒙皮局部屈曲载荷计算结果的精度。本文方法可用于复合材料加筋壁板蒙皮局部稳定性前期分析设计中。     

螺旋桨滑流对飞机纵向气动特性的影响研究

采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术及粒子图像测速技术,研究双发常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流对飞机纵向气动特性的影响规律。通过测力风洞试验研究螺旋桨不同位置处滑流对飞机的升阻特性、力矩特性及平尾下洗等纵向气动特性的影响,利用PIV技术研究测力试验优选桨盘位置的飞机部件典型剖面受滑流影响时的流场变化情况。研究结果表明,螺旋桨下沉后滑流对飞机升阻特性的不利影响最明显,螺旋桨前伸和安装角由正变负时滑流对飞机的升阻特性均有改善,而螺旋桨前伸在飞机失速迎角附近对升力特性的改善更为明显。     

基于多目标进化算法的导弹鲁棒姿控系统设计研究

实际中在进行弹性导弹的姿控系统设计时,控制器参数的调试比较困难.现把弹性导弹的姿控系统设计问题转化为受限多目标优化问题,然后通过多目标进化算法(MOEA)NSGA-Ⅱ进行求解.通过在某特征点的控制器设计实例表明,该设计方法使用灵活,在最后计算所得的非劣最优解集中能够得到满意的控制器参数.     

弹性环式挤压油膜阻尼器实验研究与应用

实验证实了弹性环式挤压油膜阻尼器（ＥＲＳＦＤ）的油膜阻尼的存在,并研究了ＥＲＳＦＤ的减振、调频特性。将ＥＲＳＦＤ应用于某核心机减振、调频,其效果很好,ＥＲＳＦＤ在某核心机上获得成功应用。实验和应用研究表明ＥＲＳＦＤ有优良的减振、调频性能。     

弹性环式挤压油膜阻尼器油膜力特性研究

计算分析了弹性环式挤压油膜阻尼器（Elastic Ring Squeeze Film Damper缩写为ERSFD）的油膜力特性,从求解ERSFD油膜力控制方程出发,计算分析了油膜刚度和油膜阻尼特性,并与SFD的油膜刚度和油膜阻尼特性进行了分析比较,结果表明ERSFD油膜力特性与SFD相比得到了较好改善,还从理论上计算分析了影响ERSFD油膜力特性的主要因素。     

用胞映射法分析双线性结构刚度的机翼颤振

将映射轨迹追踪技术引入基于空间Poincar啨截面的胞映射方法中 ,并定义初值分析空间 ,以适应分析高维动力系统运动类型初值域的需要。改进后胞空间中胞的数目大大减少 ,计算时间缩短 ,运动特征的确认更为准确。应用该方法研究扭转方向具有双线性结构刚度因素的机翼颤振问题 ,结果显示 ,初始条件对系统动力学行为有着很大的影响。当两段刚度之比小于某临界值时 ,随着机翼颤振速度增大 ,不同的初始条件会导致平衡点、极限环振动、复杂的周期运动、混沌和发散运动等不同的运动形式     

航空发动机滑油光谱故障诊断专家系统

本文介绍的是新开发的航空发动机滑油光谱故障诊断专家系统,提出了一套成熟的符合国情的知识库建立的方法。同时通过对数据的分析,并结合发动机实际使用情况,研究出一套动态制定发动机磨损元素界限值的方法。该专家系统故障诊断准确率高,具有很强的实用性。     

一种基于光固化快速成型的飞机静弹性风洞试验模型设计方法

高速风洞静弹性模型设计和制造是静弹性风洞试验的一个关键。为解决模型设计周期长、制造费用高等问题,提出了一种基于立体光固化快速成型面向高速风洞大展弦比机翼静弹性模型研制方法。基于机翼刚度分布相似参数,采用机翼钢梁骨架和树脂蒙皮组合结构,通过优化结构尺寸完成静弹性模型结构设计;使用机械加工和快速成型技术完成模型制造,并通过地面刚度试验对加工模型进行了刚度分布验证。风洞试验结果表明：基于立体光固化成型技术设计和制造的静弹性风洞试验模型工程实用、可行,与传统静弹性模型研制过程相比,具有研制周期短、成本低而且不存在因填充物带来附加刚度的显著优势。     

民用飞机弹性结构水上迫降试验载荷研究

刚体模型和弹性体模型的载荷传递方式不同,为了研究刚体模型和弹性结构模型对飞机水上迫降载荷的影响,根据动力相似性原理设计制造了刚体模型,并根据强度相似性原理设计制造了弹性结构部件,通过气囊加载试验系统验证了弹性结构部件满足强度相似设计要求。通过水上迫降模型试验测得加速度-时间历程曲线,使用傅里叶变换处理试验数据得到加速度峰值。根据刚体模型的试验数据分析,飞机以初始俯仰角12°、襟翼为着陆构型、较小的下沉速度和中重心状态入水时,飞机在水上迫降过程中受到的载荷较小。研究表明：带弹性结构模型和刚体模型所得到的飞机载荷有明显的不同,带弹性结构模型得到的垂向加速度峰值明显低于刚体模型。这种现象主要是由于机体着水底部弹性结构变形吸收了大量的能量。