基于粒子法的可变边界柔性气缸弹射研究

为解决现有弹射器红外目标明显、能量不稳定、结构复杂等问题，进一步提升弹射效率、弹射稳定性，该研究在现有压缩空气弹射器的基础上提出一种可自主增长气缸边界的柔性气缸弹射器，实现高压气体在柔性气缸约束下的长距离做功。在显式动力学基础上，建立多工况下的大尺度柔性气缸弹射负载有限元模型，实现基于粒子法模型的大尺度柔性结构弹射负载的流固耦合数值仿真。研究结果表明在充气量一定时，柔性气缸弹射器比压缩空气弹射器弹射速度增加11.7%,火箭最大过载减小71.6%。进一步研究表明，同种织物漏气的主要影响因素为柔性气缸内外压差，针对不同材料漏气，选取三种材料，其中棉纶66C为柔性气缸织物的弹射系统的弹射指标最佳。对比不同环境压力，外界大气压越低，弹射动能越高，70 kPa环境压力下，比标准大气环境压力下，动能增加15.8%。     

舰载机前起落架突伸性能试验研究

现代航母舰载机多使用弹射起飞方式,在弹射起飞行程末端,前起落架突伸是一种增加舰载机离舰迎角,提高飞行安全的重要技术手段。设计了一种适用于弹射起飞舰载机起落架突伸性能测试试验方案,搭建了试验系统,并对某型飞机前起落架突伸性能进行了试验验证,对起落架突伸过程进行了分析。通过改变试验初始条件,分析了影响起落架突伸性能的因素,并给出了定量描述。建立了双气腔油气式起落架动力学模型,对某型飞机起落架典型工况突伸性能进行数值模拟,将数值计算结果与试验测试结果进行对比。利用动力学模型对起落架缓冲性能进行计算校核,给出了不同初始条件下起落架缓冲性能变化趋势和数量。结果表明,对于双气腔油气式起落架,起落架突伸性能提升往往会导致起落架缓冲系统效率降低和最大着舰载荷增大。在弹射式舰载机起落架设计时,必须综合考虑突伸性能和缓冲性能。     

载机大机动条件下空空导弹弹射发射动力学研究

大机动条件下实现空空导弹的内埋弹射发射是隐身战机的重要作战性能,在大机动条件下弹射发射空空导弹,导弹弹射分离参数将偏离设计值,严重威胁隐身战机发射安全。基于多柔体动力学拉格朗日乘子法、构件级模态试验和载机大机动条件,提出了一种隐身战机大机动内埋弹射刚-柔-液耦合的动力学建模方法,并通过数值模型仿真了相关发射动力学特性,分析了载机大机动产生的高过载离心力对空空导弹的弹射分离参数的影响。结果表明大机动弹射发射将使弹射分离姿态角明显减小,威胁发射安全性。为隐身战机大机动发射安全性研究和空空导弹初始弹道研究提供理论依据。     

浅谈侧风对飞机起飞着陆的影响及修正原理

侧风在一定程度上会对飞机的起飞着落造成影响,在实际的飞行操作过程中飞行员应该充分了解侧风对飞机起飞着落的影响及修正原理。该文将围绕飞机在地面滑跑时、飞行时侧风对飞机的影响与修正原理进行阐述,为完善侧风对飞机起飞着落的影响提出有效的解决措施,旨在保证飞机安全运行。     

小型无人机弹射系统的动力学研究

为发挥小型无人机的作战效能,设计了一款弹簧式小型无人机发射系统,建立了无人机发射系统的物理模型和动力学模型,并对弹射过程进行动力学仿真,得到了无人机发射系统的运动曲线.研究表明,这种小型无人机发射系统采用弹簧作为动力源,结构简单,原理可行,能够使无人机获得所需的起飞速度.     

电磁弹射系统

电磁弹射的主要应用范围是大载荷的短程加速,在军事上比较典型的是航空母舰上的舰载飞机起飞弹射.电磁发射技术在全世界范围内都处于实验研究阶段,电磁弹射虽起步稍晚,但由于其潜在的应用前景,该项技术的研究还是备受重视.与此同时,各国也对电磁弹射技术产生了浓厚的兴趣.电磁弹射在民用方面也有很大的潜力,比如航模弹射、农用无人机,等等.     

基于Solidworks与ADAMS机载导弹弹射机构的设计与联合仿真

针对我国目前传统机载导弹弹射装置的弊端,提出一种采用EHA作为动力源,压缩弹簧蓄能弹射的新型弹射装置.利用Solidworks建模软件建立弹射装置的三维装配模型,将其导入动力学分析软件ADAMS中,并设计边界条件及约束条件,对弹射过程进行仿真分析.仿真结果表明,本文所设计的弹射装置合理可行,满足弹射技术要求.     

基于充气结构空间碎片弹射动力学仿真研究

根据空间充气结构的应用,利用充气结构对空间碎片弹射以达到清理离轨目的。通过Abaqus有限元分析软件,对圆柱形气囊弹射空间碎片的过程进行动力学仿真分析。分析碰撞面壁厚、弹射气囊长度、气压以及碎片质量对弹射效果的影响。结果表明:弹射气囊为长3 m、直径3 m的聚酰亚胺薄膜,碰撞面为3 mm厚的凯夫拉层,气囊充气气压为6 kPa时碎片弹射效果最佳,得到聚酰亚胺薄膜厚度与最大弹射质量的线性关系,通过仿真分析结果为充气结构应用于空间碎片清理提供了一定的参考。     

基于UG．6．0的舰载飞机模型设计

通过对我国航母和舰载机的了解,本论文对舰载机的外形和起飞方式做了改进,并使用UGNX60软件对舰载机模型进行了三维设计。     

载机滚转条件下的导弹弹射分离横向位移研究

研究载机空中滚转条件下的空空导弹弹射分离时产生的横向位移问题。采用伪坐标形式的拉格朗日方程建立了机载弹射发射机构高速伸展过程的动力学模型,对战机滚转条件下的导弹弹射分离动力学特性进行数值仿真。仿真结果表明:弹射分离速度正常,但是由于受科氏力作用导致弹射机构横向变形显著,致使导弹尾部横向位移大,威胁载机与导弹的发射分离安全性;由于重量和空间限制以及弹射作动时间很短,传统的提高机构刚度法和主动控制法在工程上难以实施,针对横向位移难题,提出对弹射机构前后链路进行刚度匹配设计的新思路。仿真和试验表明该方法有效且易于工程实现,为战机滚转条件下的导弹发射提供理论指导。     

跑道不平整激励下飞机滑跑动载分析EI北大核心CSCD

为探究跑道不平整状态和滑跑速度对飞机滑跑动载的影响规律,利用ADAMS/Aircraft软件建立了B737-800的虚拟样机模型,采用功率谱密度重构跑道不平整,进行了飞机多工况匀速滑跑仿真,并根据道面不平整方差与功率谱密度间的关系推导了最大动载系数预估方程。结果表明:不平整指数C和频率指数w的增大,均会引起动载系数变异性和最大动载系数的增大;最大动载系数随不平整指数C的增长速度逐步减小,而随频率指数w的增长速度呈现逐步增大的趋势;受升力和不平整激励的共同作用,最大动载系数随滑跑速度增加先增大后减小,出现极值和相应的敏感速度;敏感速度随着C和w的增大而增大,受w的影响更为显著;建立的飞机滑跑最大动载系数预估方程与仿真数据相关性很好(R^(2)>0.93),大部分实测机场跑道(C=0~0.4,w=2.0~2.6)的敏感速度最高为150.4 km/h,最大动载系数可达1.163。     

跑道不平整激励下飞机滑跑动载分析

为探究跑道不平整状态和滑跑速度对飞机滑跑动载的影响规律,利用ADAMS/Aircraft软件建立了B737-800的虚拟样机模型,采用功率谱密度重构跑道不平整,进行了飞机多工况匀速滑跑仿真,并根据道面不平整方差与功率谱密度间的关系推导了最大动载系数预估方程。结果表明：不平整指数C和频率指数w的增大,均会引起动载系数变异性和最大动载系数的增大;最大动载系数随不平整指数C的增长速度逐步减小,而随频率指数w的增长速度呈现逐步增大的趋势;受升力和不平整激励的共同作用,最大动载系数随滑跑速度增加先增大后减小,出现极值和相应的敏感速度;敏感速度随着C和w的增大而增大,受w的影响更为显著;建立的飞机滑跑最大动载系数预估方程与仿真数据相关性很好(R²>0.93),大部分实测机场跑道(C=0～0.4,w=2.0～2.6)的敏感速度最高为150.4 km/h,最大动载系数可达1.163。     

偏心拦阻过程最优拦阻索运动速度的设计

综合考虑空气动力、发动机推力以及摩擦力等因素对舰载机拦阻过程的影响,以拦阻索释放速度作为拦阻过程的控制输入,建立计及拦阻索质量的舰载机偏心拦阻过程的系统状态方程。针对存在边值及过载约束的轨迹优化问题,采用高斯伪谱方法求解理想轨迹,基于GPOPS对飞机存在着舰质量、着舰速度偏差进行算例仿真。仿真结果表明：计及拦阻索质量可以更真实地反映拦阻索输出载荷的变化过程;利用高斯伪谱法可以获得偏心拦阻系统理想的最优轨迹。     

航空轮胎爆破的原因分析及其预防措施

一、概述飞机是当今世界上最重要的交通运输工具之一,也是最重要的军事装备之一。航空轮胎是飞机的重要起落部件,它起着支承飞机重量和起飞着陆滑跑的作用。航空轮胎是否安全、可靠,直接关系着飞机的安全和机上人员生命财产的安全。飞机自用于运输以来,至今已有六十年     

航空发动机吸入高温蒸汽试验设备技术研究

为摸清航空发动机吸入高温蒸汽对发动机影响的机理,该文分析了发动机真实使用环境下吸入蒸汽量及发动机进口温升率等关键试验参数,掌握了航空发动机对吸入高温蒸汽试验的需求,确定了国产航空发动机能否满足弹射起飞的要求,进行了航空发动机吸入高温蒸汽试验设备的技术研究。该文采用2种方法进行了试验,一种是真实模拟舰载机发动机工作状况,另一种是舰载机发动机强制吸入高温蒸汽。试验数据为发动机吸入高温蒸汽试验方法研究奠定了基础,并在此基础上制定了相关行业标准。     

飞机着陆数值仿真及机场道面动载特性研究

为研究飞机着陆滑跑过程民用机场道面动荷载特性,以Boeing737-800机型为例,基于动力学仿真软件VI-Aircraft,建立了机身、起落架及轮胎三维数值仿真模型,根据某机场道面实测平整度数据创建道面仿真模型,形成了一套考虑气动力变化特性的飞机着陆冲击仿真方法,并通过相关起落架系统落震试验以及飞机-地面运动学理论解析两方面验证了仿真方法的可靠性。此外,系统讨论了各类着陆状态参数对道面动载特性的影响,明确了不同着陆状态参数影响下道面动载系数量化取值范围,揭示了各着陆状态参数对道面动载响应的影响规律及影响机理。研究结果表明：随着陆质量、接地速度及滚转角增大,道面动载响应显著增强;随着陆航向速度增大,道面动载响应明显减小;而随俯仰角增大,道面动载响应整体呈现波动减小的趋势。飞机着陆过程中道面动载系数敏感性因素从大到小依次为：航向速度、着陆质量、接地速度、滚转角与俯仰角,充分考虑各着陆状态参数影响,一般情况下道面动载系数D_IM分布区间为1.18～1.80。研究成果可进一步拓展用于飞机着陆跑道桥的分析研究。     

垂直热发射过程弹架耦合作用研究

研究裸弹垂直热发射过程系统的动态响应及其对导弹运动的影响。对车载导弹发射系统进行了简化和等效建模,进行了导弹起飞过程的理论分析,基于动力学和有限元软件建立了系统刚柔耦合多体动力学模型,对发射过程展开了动力学仿真与分析,并进行了多刚体与刚柔耦合两类模型计算结果对比。数值模拟结果表明,导弹起飞过程与发射车的耦合作用明显,系统振动对导弹起飞姿态产生影响,发射车振动衰减特性良好,柔性发射台模型能够较好反映发射过程系统动态响应以及弹架耦合特性。     

无杆式气缸弹射装置内弹道仿真与优化设计

提出一种新型无杆式气缸导弹弹射装置,可实现小尺寸、长行程、低过载发射。引入真实气体状态方程—RK状态方程,推导真实气体条件下比热力学能、比焓等热力学参数表达式,建立考虑真实气体效应的无杆式气缸弹射装置内弹道模型,获得了导弹弹射过程中热力学参数与导弹运动参数的变化规律。计算结果表明:与"单电磁阀"供气方案相比,采用优化后的"主副电磁阀"供气方案,在弹射结束时,气体质量流量增大52.9%,低压室压强提高14.3%,导弹过载系数提高了41.3%;在最大过载和有效推弹行程不变的条件下,导弹的离轨速度提高15.8%。     

航空弹药旋转弹射装置滚转机构力学特性分析

针对目前我军战略轰炸机外挂式巡航导弹气动阻力大、不利于隐身等缺点,设计了一种旋转弹射装置,安装在战略轰炸机内部弹舱,用以挂载和弹射巡航导弹或其他航空弹药.通过三维建模软件SolidWorks建立旋转弹射装置的三维装配模型,设计其动力学模型并运用ADAMS进行分析,找出装置的滚转机构在运动过程中负载最恶劣情况,并利用SolidWorks Simulation对该情况下的滚转机构进行静力学分析.仿真结果表明:滚转机构在运动过程中均能满足强度和刚度要求.     

乘用车起步抖动仿真建模研究

针对手动挡乘用车起步抖动问题,采用Simulink建立一套包含动力总成系统、悬架系统及车身的当量整车动力学模型。在模型中同时考虑了离合器的摩擦特性和多级扭转非线性特性。仿真得到汽车起步过程中的整车动力学响应,对车身纵向振动加速度进行时域及频域分析,并通过多辆不同实车试验验证所建立模型的合理性。同时,采用车身纵向振动加速度幅值及标准差作为判断依据,结果表明模型仿真与实车试验误差在8%以内。另外还剖析了模型仿真与实车试验的误差成因,为进一步研究起步抖动问题奠定基础。