飞翼布局桁架型翼梁的结构特性分析

通过有限元软件分析几种改进的飞翼布局桁架型翼梁的受力特性,并与飞翼布局腹板型翼梁受力特性进行对比,证明飞翼布局桁架型翼梁可提高腹板型翼梁的承载能力,对腹板型翼梁的受力特性进行优化;对几种改进的飞翼布局桁架型翼梁的受力特性进行对比,得到最优的桁架型翼梁结构形式。     

无尾飞翼布局特殊舵面建模与气动弹性研究

以多舵面组合下的无尾飞翼布局飞机为基础,建立全机的结构有限元模型和气动面模型。针对其双舵面的特点,进行气动与结构修正,从而比较真实的反映双舵面飞翼布局的气弹特性,提出了一种实用的建模和计算方法。     

飞机整体梁结构止裂筋条结构参数确定方法

介绍了组合翼梁和整体翼梁结构的区别,利用ANSYS软件对整体翼梁损伤容限特性进行分析,讨论了有止裂筋条和无止裂筋条两种情况下的损伤容限特性,研究了止裂筋条在不同结构参数面积下的应力强度因子变化规律。根据静强度理论、断裂力学准则及检查间隔要求,结合整体翼梁结构参数及其传力特点,在止裂筋条面积赋初值的基础上,从止裂筋条面积能否同时满足静强度理论、断裂韧性准则及检查间隔要求角度,采用计算迭代给出了飞机整体翼梁止裂筋条结构参数确定方法。为今后飞机整体翼梁结构损伤容限设计提供了参考依据。     

飞机整体翼梁结构裂纹扩展试验与分析

对飞机整体翼梁结构进行裂纹扩展试验,应用ANSYS有限元软件对试验件结构进行裂尖应力强度因子分析,利用Paris公式对其进行寿命估算,研究飞机整体翼梁结构裂纹扩展的基本特征和规律,并进行试验与计算分析的对比.试验及分析结果可为飞机整体翼梁结构损伤容限设计及评定提供依据.     

大展弦比飞翼结构拓扑、形状与尺寸综合优化设计

为解决机翼结构布局优化设计问题,提出一种两级三层优化设计方法.第一级采用拓扑优化手段得到翼梁的大致位置与数目,将基于RAMP插值模型的变密度法与NASTRAN的有限元分析功能相结合,对机翼结构进行拓扑优化设计;第二级在第一级优化的基础上进行形状优化和尺寸优化的综合优化设计,将复合形法与NASTRAN改进的可行方向法相结合,分别优化翼梁的位置和机翼各元件尺寸, 最终完成机翼结构的布局优化设计.通过对大展弦比飞翼结构优化说明,文中所提的两级三层优化方法是可行和有效的,有着很好的推广应用价值.     

拆除铆钉法在飞机结构修理中的应用与探讨

介绍了飞机翼梁损伤试验,针对试验中蒙皮孔边早期出现疑似可检裂纹可能导致试验无法正常进行的情况,提出了拆除裂纹孔边铆钉的方法达到延缓裂纹扩展的目的。通过有限元分析软件,建立含裂纹结构应力强度计算模型,研究了拆除铆钉法在飞机整体翼梁损伤容限试验中的具体应用,通过静强度理论及断裂力学理论分析,对蒙皮孔边铆钉孔的受力状态、临界裂纹长度、疲劳寿命进行计算,指出拆除铆钉法本质是通过疲劳危险部位的逐渐转移来延长结构的疲劳寿命。给出的理论分析方法,可供飞机结构设计及修理参考。     

多舵面飞翼布局颤振特性研究

以一种高机动性的多舵面飞翼布局为背景,建立全机的动力学有限元模型,进行固有模态分析;并针对其多舵面翼面,对颤振计算方法进行了相应改进,实现颤振特性分析.主要研究了在多舵面飞翼的颤振计算中,因连接方式不同导致舵面连接刚度的不一致而对振动和颤振特性造成的影响.根据舵面悬挂点与摇臂操纵形式的不同,提出了四种连接方式的局部模型.通过这四种方式在同一飞行状态下的计算与结果分析,总结出了舵面连接方式建模的变化规律,得出的结论对于类似飞机的舵面连接及全机布局设计具有一定的参考价值.     

复合材料翼梁成型工艺研究

根据飞机复合材料翼梁制造技术,分析材料工艺参数研究、收口变形控制和厚度控制等环节。通过材料工艺参数研究,能够确定复合材料的工艺性能和设计参数验证结果。通过收口变形控制和厚度控制,能够帮助工程技术人员设计复合材料翼梁成型工艺方案。     

基于损伤容限设计思想的飞机整体翼梁优化设计

用有限元方法分析飞机整体翼梁结构的应力强度因子,用Walker公式计算裂纹扩展寿命.以结构裂纹扩展寿命最大为优化目标,以筋条的位置为优化变量,采用遗传算法对整体翼梁进行基于损伤容限设计思想的优化设计.通过具体算例,给出不同筋条截面积约束条件下筋条优化位置和整体翼梁最优寿命,为整体翼梁的结构设计提供参考和指导.     

鸭式——飞翼布局无人机设计研究

本文通过对鸭式气动布局及飞翼式气动布局无人机进行大数据分析,对结果进行总结,结合飞翼布局和鸭式布局结构的优点,建立起三维气动模型,设计了一款鸭式-飞翼气动布局无人机。该型无人机具有更慢的巡行速度、更小的转弯半径、更高的灵活度、更好的操作性、更高的运载能力,使得固定翼无人机任务范围得到进一步扩大。     

飞机翼梁结构强度可靠性灵敏度分析

将翼梁结构中的所有结构尺寸、载荷大小、材料参数都当作结构设计时确定的具体值,对飞机翼梁结构进行强度分析,由强度分析可知,翼梁上的应力分布以及最大应力位置,可校核翼梁结构是否满足强度设计要求;考虑翼梁上下缘条、腹板1～5、翼肋1～5等厚度尺寸,由于加工、设计公差等造成实际翼梁结构尺寸的分散性,将这12个厚度参数作为正态分布的基本变量,对翼梁结构强度进行可靠性分析,并对基本变量分布参数的灵敏度进行分析;采用不含交叉项的二次响应面法对翼梁结构的强度可靠度进行分析,得到基本变量均为正态分布时翼梁结构强度的可靠度;并对基本变量参数影响结构可靠度的灵敏度进行分析,发现影响翼梁可靠度的主要因素是:腹板1、腹板5和下缘条的厚度分布参数.     

飞机结构与内部装载布置的CAD模型的快速生成

飞机结构布置与内部装载布置是飞机总体设计的重要环节,设计周期较长,而采用CATIA的二次开发技术可使飞机CAD模型快速生成从而有效解决该问题,缩短设计周期。以一个飞翼布局的无人飞机为例阐述了该方法。该方法有3个关键点：（1）飞机结构布置与内部装载布置的参数化描述;（2）结构件模板的设计;（3）内部装载干涉检查和位置调整算法。结果表明,所提出的方法能快速生成飞机结构布置与内部装载布置的CAD模型。     

飞机结构与内部装载布置的CAD模型的快速生成

飞机结构布置与内部装载布置是飞机总体设计的重要环节,设计周期较长,而采用CATIA的二次开发技术可使飞机CAD模型快速生成从而有效解决该问题,缩短设计周期.以一个飞翼布局的无人飞机为例阐述了该方法.该方法有3个关键点:(1)飞机结构布置与内部装载布置的参数化描述;(2)结构件模板的设计;(3)内部装载干涉检查和位置调整算法.结果表明,所提出的方法能快速生成飞机结构布置与内部装载布置的CAD模型.     

基于总体参数的无尾布局飞机零升力矩系数的估算

零升力矩系数对无尾布局飞机的操稳特性有着重要的影响,针对这种特殊布局提出了一种基于总体参数来估算其零升力矩系数的方法,这种方法可行性强,估算结果与实验结果偏差很小,对无尾布局飞机的操稳特性研究很有帮助.     

飞翼无人机颤振抑制仿真研究

以飞翼式无人机为例,采用频域偶极子网格法建立飞翼式无人机颤振主动抑制的气动弹性模型,针对经过模型降阶处理后低阶的最小状态近似转换后时域气动弹性状态方程设计相关控制律,对比分析飞翼式无人机开环与闭环颤振特性。研究结果和结论可为飞翼式无人机的研制提供参考。     

整体翼梁剪切性能试验研究

翼梁是机翼的主承力构件,传统组合梁的强度设计方法是否适用于整体翼梁是值得研究的问题。通过设计4组典型整体翼梁剪切试验,分析了梁腹板屈曲、后屈曲破坏,并与理论计算进行对比。结果表明,组合梁的工程计算方法适用整体翼梁。本研究为整体翼梁剪切试验提供了设计思路和试验支持。     

飞机地面操纵动态特性和方向稳定性研究

充分考虑飞机地面的受力情况和轮胎的侧偏特性,建立了飞机的平面运动模型,并通过物理方法对飞机的运行状况做了定性分析;基于ADAMS／Aircraft软件建立虚拟样机模型,并对飞机地面操纵和高速滑行时的方向稳定性进行仿真分析;研究结果表明,轮胎的侧偏特性决定了飞机的地面运动轨迹,通过操纵前轮和对称刹车可以使飞机的运行方向趋于稳定。     

飞翼无人机气动布局及飞行性能计算分析

提出了一款小型无尾飞翼布局无人机,采用k-ε湍流模型、三维不可压雷诺平均N-S控制方程数值模拟了该无人机的气动特性,计算结果与风洞数据对比良好,该方法可用于无人机气动特性计算。基于CFD数据利用推力法初步研究了该无人机的平飞、起降、盘旋等性能,结果验证了该小型无人机的可行性并对后续的研究工作提供理论基础。     

某型飞机翼梁振动时效参数化工艺测试分析

为了测量飞机翼梁振动时效处理时残余应力的量值,提出了用相应结构动态参数的变化来进行监测的方法.本文介绍了翼梁振动时效处理的工艺流程,并对测试激振频率、激振时间、激振力和试件固有频率、振后频率等动态参数进行了取样测试分析,试验表明动态参数的变化规律与残余应力的下降规律相对应.     

多支柱小车式起落架地面操纵特性研究

为研究采用多支柱小车式起落架布局的飞机在地面操纵特性并提出相关设计指标,建立了一套动力学分析模型,求出采用多支柱小车式起落架布局飞机的许用前轮偏转角的通解。通过仿真计算求得前轮许用偏转角度相关特性,通过试验验证了上述理论研究的正确性与合理性。经研究:多支柱小车式起落架许用前轮转弯角度主要受飞机速度等因素影响;在不改变飞机构型、不影响飞机性能及安全性的前提下,可通过降低飞机速度及减小前轮偏转角度提高飞机地面运动稳定性;在飞机速度一定时,将前轮偏转角度控制在许用包线内,则飞机转弯时不会发生侧翻;前轮转弯控制律设计过程中,可通过使控制律曲线尽量贴近许用包线以提高飞机地面操纵机动性。