基于小概率事件的飞行器结构健康监控

对飞行器结构进行健康监控,在自动评估飞行器当前健康状况的同时,可以提高飞行器完成预定任务的能力,降低使用和维护的费用.目前,飞行器结构健康监控已成为航空航天领域新的研究热点,引起越来越多人的关注.针对飞行器结构系统健康监控中,小概率事件的故障识别方法,以某机翼盒段为对象,采用虚拟仪器技术,构建了飞行器结构系统的健康监控系统.     

机翼和任意旋成面叶栅气动正命题的新提法及其变分有限元解法

本文给出了机翼和任意旋成面叶栅流动的正命题（势函数的定解问题）的新提法及其变分有限元解法，将机翼的Ｋｕｔｔａ条件及叶栅主，分流叶特片的广义Ｋ－Ｊ条件作为本质边界条件，可以有效地处理机翼和叶栅中分流叶片的割缝条件以及主流叶片的下游周期性条件，避免了传方法中反复调整机翼及分流叶片环量，叶栅出口气流角以满足Ｋ－Ｊ条件的人工方法，实现了程序自动化，提高了计算速度。     

基于虚拟技术的飞机机翼结构健康监控技术研究

飞机机翼结构健康收态的好坏直接影响到飞机各阶段的飞行品质。为了对机翼结构的健康状况进行监控，必须进行大量的实验验证，而虚拟仪器技术使传统仪器的某些硬件乃至整个仪器都能被计算机软件所代替。针对上述趋势，以飞机机翼结构为例，借助于虚拟仪器技术，利用LABVIEW构建的飞机机翼结构健康监控系统，具有实时性和报警能力，基本实现了检测功能。     

改进的HHT在复合材料盒段操作检测中的应用

提出一种基于结构振动和改进希尔波特黄变换的结构损伤检测方法,利用改进的希尔波特黄变换技术,研究悬臂机翼盒段结构的损伤检测问题.改进的希尔波特黄变换由三部分组成,小波分析、希尔波特黄变换及一种简单但有效的经验模式函数选择方法.用改进的希尔波特黄变换处理完好盒段结构与损伤盒段结构在方波信号激励下的动力响应信号, 从中提取出结构损伤信息指标--瞬时能量变化量作为损伤特征参数.结果表明,所构造的结构损伤特征量对表征复杂结构小损伤具有较好的灵敏度.     

面向飞机结构划分的CBR技术

飞机装配工艺设计需要大量借鉴以往机型的设计方案.对设计知识的重用是提高飞机装配工艺设计效率的有效保障.研究装配单元划分知识表示与重用技术,提出一种基于实例的航空产品装配单元划分设计方法,通过对装配单元划分知识的组织构造装配单元划分实例模型,采用基于相似度的实例检索算法,通过实例的检索获得符合设计要求的最佳匹配实例.以某机型机翼梁为例进行算法验证.     

不可压缩流中二元机翼运动的Hopf分岔

机翼的颤振是一种典型的自激振动,它是由气动力、弹性力和惯性力的相互作用引起的一种气动弹性现象.本文研究了具有结构非线性刚度恢复力的机翼颤振的Hopf分岔问题.首先,利用连续时间的Hopf分岔显式临界准则分析了机翼颤振Hopf分岔的存在性,推导了第一李雅普诺夫系数的通项公式,为判定机翼Hopf分岔的稳定性提供了依据.其次,分析了机翼颤振退化的余维二Hopf分岔的存在性条件,得到了满足条件的双参数分岔区域.然后,推导了第二李雅普诺夫系数的通项公式并结合中心流形降阶原理和同构变换进一步分析了余维二Hopf分岔的稳定性以及其局部开折问题.最后,通过推导第三李雅普诺夫系数分析了余维三Hopf分岔中心的稳定性.     

基于数字散斑的大型机翼弹性形变测量技术

飞机机翼在飞行过程中受气动力影响会发生弹性形变,导致机翼外载荷大小与分布变化,危及飞行安全。该文针对民用飞机在飞行过程中机翼弹性形变测量的需求,分析大型飞机的结构负荷,采用多组摄像机组合标定、机载摄像机位姿修正、大倾角散斑图像解算等视觉测量技术,开展多摄像机组合的大翼展数字散斑形变测量方法研究,设计适用于C919飞机飞行试验的机载翼面弹性形变测试系统。通过实验室仿真试验与精度对比分析,形变测量精度能够满足机翼弹性形变测量要求。     

变截面Z型折叠机翼振动特性的有限元与实验分析

Z型变截面折叠机翼作为一种可变体机翼结构,不同的折叠角对机翼稳定性有着重要的影响,因此研究不同折叠角度下的特性参数对机翼动态稳定性有着重要的意义.本文首先设计加工了Z型变截面可折叠机翼结构的实验模型,通过建立与实验模型相匹配的有限元模型,仿真得到不同折叠角度下机翼的前5阶固有频率和振型,针对不同折叠角度下机翼的固有特性,通过扫频实验得到机翼前5阶固有频率和模态振型,以及横向外激励作用下三段翼的频响曲线,对比分析有限元仿真与实验结果,验证结果的可靠性,这将对机翼结构设计以及特性参数的选取提供参考依据.     

Z型折叠机翼的非线性动力学与模态分析研究

针对Z型折叠机翼这种复杂多体结构,运用多种不同的方法得到了结构的前4阶振动模态.将Z型折叠机翼假设为由三块碳纤维复合材料板组成,两板之间均以刚性铰链相连接.其中内翼左侧是固定端,并与机身相连接;中间翼以对边简支形式连接在内外翼之间;外翼的外端是自由端.在第一个铰链上施加驱动力矩M1为机翼提供折叠角速度,使中间翼进行转动;同时施加力矩M2于第二个铰链处,使外翼与内翼始终保持平行.本文首先利用Hamilton原理与von Karman大变形理论建立Z型折叠机翼的动力学模型,然后通过ANSYS软件设置合理的边界条件进行模态分析与谐响应分析,其次根据ANSYS模拟的Z型折叠机翼的振动形式,假设合适的模态函数,通过结构边界条件和系统动力学方程求出来的边界条件,求出三个板的横向振动模态函数,最后通过Maple验证得出的模态函数与ANSYS模拟的振动形式相符合.该研究不仅是Z型机翼的受迫振动响应分析的前提,而且对于Z型机翼的设计与实验也具有参考价值.     

Prevention of wing rock motion for lightly damped aircraft in lateral-directional dynamics

Based on the Ricatti technique, the methodology for preventing the limit cycle accomplished by adding a control function to the original equation of wing rock motion is presented in this paper. To analyze the state variables of the system, the complete set of nonlinear equations of motion including an effective linear control function was solved for A-4D and Mig-21 Aircraft. The roll angle responding to the linear control function for both models was estimated when the systems were tested under different damping ratios. The numerical re- suits show that a linear control function including both the roll attitude and the roll rate is sufficient to suppress the wing rock motion with an acceptable error in desired time. A good agreement between the numerical results and the published work is obtained for the limit cycle oscillation existence at different damping ratios.