基于多点协调加载试验的机翼飞行载荷模型研究

研究了基于多点协调加载试验的机翼飞行载荷测量技术。在某型飞机机翼载荷校准试验中,使用了自动液压加载系统,并研制出新的飞机约束装置,从而实现了多点协调加载试验,其中试验数据由机载测试系统进行采集。提出了建立机翼载荷模型的方法,最后通过地面检验试验和飞行试验验证了机翼载荷模型的合理可靠性。结果表明:该方法能够建立更高精度的机翼载荷模型。     

基于BP神经网络的三角机翼飞行载荷模型研究

针对三角机翼结构设计复杂、传力路径多和大载荷引起结构非线性等因素,采用BP神经网络方法建立飞行载荷模型。通过地面静力试验,利用某型三角机翼载荷标定试验数据,建立机翼根部剪力和弯矩的载荷模型,并对多个校验工况进行验证。经与多元线性回归载荷预测结果对比分析,结果显示,BP神经网络模型预测误差都在3%以内,特别对于剪力,BP神经网络预测误差明显小于多元线性回归,表明BP神经网络可作为测量三角机翼飞行载荷的一种更加有效的工程方法。     

复合材料机翼试验-数值建模方法及气弹分析

针对机翼结构动力学建模中复合材料离散性引起的精度问题,以及求解速度对机翼气动弹性计算速率的影响,提出了结合模态试验和模态法建立动力学模型的方法。为了提高求解速度,基于模态贡献对机翼模态进行了截断;随后进行了全模态和模态截断的静载数值计算与试验验证。缩减模型的求解结果与全模态求解结果相比误差仅为0.25%左右,其相对于试验结果最大误差仅为6.0%,说明试验-数值建模方法能够准确描述复合材料机翼的动力学响应,并且基于模态贡献的模态截断能够缩减模型、大幅提高求解速度而不会影响求解精度;对机翼进行静、动气动弹性分析,结果表明气动弹性对机翼的动力学响应具有不可忽略的影响。     

考虑滑流效应的静气动弹性分析研究

随着电推技术的快速发展,分布式螺旋桨推进技术在中小型飞行器中的应用研究更加深入。针对大展弦比机翼柔性较大、变形大问题,开展螺旋桨滑流效应与机翼弹性变形的复杂气动结构耦合研究。基于自研CFD软件,采用激励盘代替螺旋桨计算定常气动力,通过RBF方法进行气动力和位移的双向插值,结构计算基于开源程序TACS,完成分布式多旋翼-机翼静气弹分析方法及程序的建立。重点研究螺旋桨旋转方向和转速对机翼气动特性的影响,结果表明,螺旋桨顺时针旋转时阻力更大,旋转方向对机翼升力和变形量影响较小;螺旋桨转速越高,翼尖位置处的静气弹变形越明显,导致机翼表面的气动力重新分布。     

基于CFD/CSD的静气动弹性分析与设计

设计了一种高精度的计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)的耦合计算方法,以某客机方案的大展弦比机翼作为算例,进行了机翼静气动弹性计算。在此基础上,采用工程优化方法对机翼结构进行了优化设计,并对优化结果进行了分析。     

改进的动弹网格方法在航空气弹计算中的应用

气动弹性是现代航空气动力计算中一个突出的问题。主要研究基于Delaunay图映射方法的动弹网格的欧拉方程CFD计算及其在航空标模M6机翼上的静气动弹性应用。以Delaunay图映射方法为基础,针对三维非结构运动网格技术进行了研究、开发和改进,同时利用计算流体力学的方法,开发了一套适用性较好的非结构网格欧拉方程流场求解器,进一步通过流固耦合的力学方法,对航空标模M6机翼的静气动弹性问题进行了研究和分析,给出了CFD并行计算的设计方法及算例。     

有起落架布置的双三角翼载荷测试技术研究

针对起落架布置在机翼上从而很难实现对机翼根部切面载荷测试的问题,结合某型飞机全机载荷测试项目,分析研究了该型机翼的结构特点,并设计机翼根部弯矩、剪力、扭矩测试应变电桥。考虑到外场无承力结构可作为约束载荷点的试验条件,提出全机自平衡多点协调加载标定模型,得到了较准确的载荷标定数据。同时对标定试验数据进行多元回归分析,建立了载荷标定方程,并通过校验工况对载荷标定方程进行了误差分析,大载荷下的误差均不超过5%,可满足一般的工程要求。最后经飞行实测验证,得到了该类机翼根部切面准确的载荷-时间历程。该技术可以运用到有起落架布置的机翼载荷外场测试上,对起落架以内的切面载荷测试可作为通用方法使用。     

基于应变法飞行实测载荷的机翼压心计算方法

机翼压心是机翼气动特性评估的重要参数,为采用应变法飞行载荷测量结果计算机翼压心坐标,由载荷地面校准试验原理对飞行载荷测量结果进行分析,在此基础上采用达朗贝尔原理分析了机翼结构在飞行过程中的受力情况,在低速小迎角条件下将机翼结构所受气动力与支反力、重力及惯性力的影响相分离,从而在所得到气动力及其所产生的弯矩和扭矩基础上对机翼压心进行计算。采用该方法对急剧对称拉起机动压心变化情况进行计算,结果与理论分析相符,表明该方法合理可行。     

一种用于飞行载荷实测的改进动态模型建立方法

载荷模型在使用应变计法的飞行载荷实测中占有重要地位,基于地面静态校准数据和空中动态飞行数据,建立一种动态的载荷模型,并提出一种剔除强影响应变计的相对准则,形成一种改进的动态模型建立方法。通过和传统动态建模方法的比较验证了改进方法的正确性,在地面检验工况中发现改进方法比传统的动态建模方法精度高。最后将之应用于某型机翼根部的飞行载荷实测,结果发现:和传统静态建模方法比较,弯矩差5%,剪力差3%,由于该方法更代表空中实际飞行状况,其结果可能更可靠。     

机翼内外翼连接区域强度分析

基于Hyper Mesh建立的飞机的整体机翼有限元模型,并对整体模型进行了有效性校验;将实测的机翼载荷通过分载转换成有限元模型的节点载荷,并通过分载前后合力、合力矩的校核验证了分载方法的正确性;在对整体模型边界条件和工况载荷进行了处理后,开展了典型工况载荷下整体机翼结构的强度分析,得到主承力部件的应力分布,对危险部位进行重点研究。对以后工程研究提供了新的分载方式,对强度分析和结构优化垫定理论基础。     

渐开线直齿轮啮合过程中载荷及应力的计算机模拟

基于有限元法,提出了一种渐开线直齿轮在啮合过程中参数化模型的表达方法,建立了能随啮合过程变化自动调整接触区和整体模型的啮合轮齿有限元分析模型,采用有限元弹性接触分析方法对轮齿从啮入至啮出整个啮合周期的接触载荷分配及分布、应力分布的变化等进行了研究。采用该方法可实现用计算机模拟齿轮在啮合过程中载荷及应力的变化。     

电加温热载荷对直升机风挡玻璃的影响

研究了电加温直升机风挡在极限飞行工况条件下受电加温热载荷的影响.通过对离散气动载荷进行参数化处理,建立一种可以在风挡表面施加非均匀气动载荷的方法.基于ABAQUS软件分析直升机风挡在各个飞行姿态下的受力状态,找出较为危险的飞行工况;基于ANSYS建立风挡的电热耦合模型,计算出低温环境下风挡玻璃电加温过程中的风挡厚度方向的温度分布.建立电加温风挡的热力耦合模型,对直升机风挡飞行工况条件下的热应力和变形进行分析.结果 表明,在低温环境中电加温对降低风挡玻璃边缘的拉应力有积极的作用,而对风挡的变形影响不明显.     

一种可变刚度的载荷校准试验调试台架

载荷校准试验是应变法飞行载荷测量工作中必要的环节,其试验结果决定着飞行载荷测量成败。通常载荷校准试验是在飞机上实施的,具有较大的风险,为此在正式试验前要进行加载设备调试、工况演示,进而实现工况优化,降低试验风险。针对调试试验提出了一种可变刚度的载荷校准试验调试台架,通过对空气弹簧调节台架整体刚度,实现机翼受载后的变形模拟。试验结果表明,该调试台架的功能和承载能力能够满足调试试验的需求,能实现大展弦比机翼的大变形模拟。     

滚针轴承载荷分布影响因素的分析及其优化

建立了滚针轴承载荷分布模型,并用程序实现了其数值计算,确定了影响轴承载荷分布的4个主要因素:载荷、倾角、游隙、凸度;提出了以载荷分布均匀度作为判断轴承载荷分布的评价指标,利用二次回归正交法分析了各因素对载荷分布均匀性的影响程度,建立了各评价指标的拟合公式;基于拟合公式建立了滚针最优凸度的计算模型,获得了在载荷确定情况下的最优凸度,最后确定了轴承极限倾角。     

具有四自由度二元弹性机翼颤振特性研究

考虑机翼的弹性体结构特征,采用多项式函数假设形态法建立了二元机翼的弯曲和扭转形态,基于瑞利能量法推导了弹性机翼的动力学方程。利用特征值法获得弹性机翼在某一风速下的精确数值解,以及利用MATLAB软件获得弹性机翼不同风速下的频率、阻尼趋势图以及临界颤振速度特性。分析结果表明:与刚性机翼相比,具有四个自由度的弯曲和扭转形态的弹性机翼,能更加准确地反映其在实际飞行过程中的振动动态特性,且理论数值解与模拟分析解完全相同,从而验证了理论分析的正确性。     

基于弹流润滑及时变载荷分配模型的直齿轮效率研究

结合弹流摩擦系数模型及直齿轮的啮合特性,推导直齿轮齿面载荷的分布规律;结合啮合过程中齿面载荷、齿面摩擦力的时变性、单双齿啮合特性,对一个啮合周期内齿轮副的输入输出功耗进行积分,获得同时考虑弹流效应及时变载荷分配模型的直齿轮啮合效率计算公式;建立基于Matlab的直齿轮效率数值分析模型,将仿真结果、ISO/TR 14179-1、ISO/TR 14179-2效率计算结果、试验数据进行对比分析。结果表明:基于弹流润滑及时变载荷分配模型的直齿轮效率计算方法与试验数据具有很好的一致性,且对效率预测的准确性好于标准ISO/TR14179-1、ISO/TR 14179-2。     

无人机折叠翼展开动力学分析

折叠翼的展开性能关系着箱式发射无人机在发射后能否正常的飞行。以箱式发射无人机折叠翼为研究对象,根据其结构及工作原理,建立展开机构运动的微分方程;利用LMS Virtual.Lab建立展开动力学模型,分析机翼在不同扭簧刚度下的展开过程,得到机翼展开角度、角速度、角加速度和冲击载荷曲线;利用橡胶进行减振并探讨阻尼系数对减振效果的影响。结果表明:机翼能够在设计要求的时间内展开到位并锁定,加入橡胶后的冲击载荷降低了46.7%,随着橡胶阻尼系数的增加,振动逐渐减弱。     

游隙及载荷对滚动轴承载荷分布的影响

基于滚动轴承动力学、Hertz弹性接触理论和轴承宏观几何学,建立了滚动轴承的分析模型。分析游隙及载荷对滚动轴承载荷分布的影响。分析结果表明:随着径向游隙的减小,轴承的接触分布范围角增大;随着径向载荷的减小,轴承接触分布范围角减小;当轴承出现负游隙时,轴承内、外圈相对变形量较小,但轴承中滚动体的平均载荷增加,会导致轴承寿命降低。     

大型客机风车不平衡振动载荷传递特性研究

依据真实客机的结构动力特性,建立"吊架—机翼—机身"动力学有限元模型;基于实验台测得发动机风车不平衡振动载荷谱,分析风车不平衡振动通过吊架向机翼及机身结构传递的载荷特性。结果表明,风车不平衡振动主要由低压压气机转子产生,飞机机身隔框振动具有明显的离散特性。     

某型无人机复合材料机翼大梁准等强度设计与有限元分析

以某型无人机复合材料机翼工字型大梁准等强度设计与优化为目标,研究了复合材料工字梁基于载荷分段的设计方法与铺层优化方法。计算了机翼大梁弯矩方程,采用等步长载荷包络方法给出了准等强度大梁的载荷分布,计算了缘条和腹板的内力方程。基于复合材料层合结构设计的基本原则,采用经典层合板理论对大梁进行了初步铺层设计。以结构强度、刚度、稳定性作为约束条件,综合考虑最小重量要求,在分段包络安全载荷作用下对工字梁铺层进行了分段优化设计。建立了工字梁的有限元模型,基于有限元分析结果校核了工字梁的强度、刚度和稳定性。研究结果表明:采用等步长载荷包络方法能够方便地计算非均布弯矩作用下机翼大梁的准等强度设计载荷;基于经典层合板理论进行工字梁铺层初步设计,建立工字梁有限元模型能够有效、快速地对工字型机翼大梁在分段包络安全载荷作用下的铺层进行分段优化设计,同时完成大梁的强度、刚度与稳定性校核;大梁结构减重可达29%;铺层设计时必须考虑受压缘条和受剪切腹板的稳定性问题,否则大梁根部高应力区会出现局部屈曲。