一种提高飞机着陆性能的新方法探索研究

提出了一种新型气动方法,主要原理是通过将机翼上表面的一部分翼面设计为活动翼面,当飞机进入降落阶段、迎角较大时,适当抬高该活动翼面,在该翼面抬起后,形成一个台阶,通过台阶中产生的稳定驻涡来控制机翼上表面的流动,与此同时,打开安装在机翼上的Gurney襟翼,从而达到同时提高机翼升力和失速迎角的目的,该方法比较适合提高小型飞机或无人机的着陆性能。通过将该方法在某小型飞机上运用,数值模拟的结果表明:机翼的最大允许使用升力系数提高了33%,最大的允许使用迎角提高了30%。为提高小型飞机的着落性能探索出一种具有发展潜力的方法。     

起落架落震试验飞机机轮三向冲击位移的动态测量

为了研究飞机起落架受冲击载荷时的功量吸收状况，须在起落架落震试验中，对飞机着陆瞬间起落架机轮在空间三个方向上冲击位移的动态变化量进行测量。为此，本文设计了四自由度空间定位装置，并使其与计算机连接，实现了落震试验过程中，起落架在高速冲击状态下机轮三向位移的有效测量与记录。     

某型四座电动飞机复合材料机翼剪切性能试验与分析

为了验证某型四座电动飞机复合材料机翼结构强度是否满足适航规定(CCAR 23-R3《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》)要求,本工作对该复合材料机翼的翼梁、翼肋、蒙皮、前缘、后缘的布局和铺层等结构形式,以及机翼与机翼、机翼与机身的连接形式进行了研究分析,建立了四座电动飞机全机有限元数值分析模型,并计算了在适航规定要求的限制剪切载荷下,复合材料机翼的变形和应力分布情况,最后通过全机静力试验验证了有限元模拟结果的准确性。结果表明:有限元分析和试验结果有较好的一致性;该电动飞机复合材料机翼的结构设计形式,满足适航所规定的结构强度要求。     

管簧式起落架落震试验及分析

为了获得管簧式起落架着陆性能的特点,设计了管簧式起落架落震试验,以获得相关的落震性能参数。同时设计了落震测试系统,并通过对起落架落震系统的测试,确定落震试验操作系统的可行性。通过改变管簧式起落架下落高度和投放质量以及机轮带转等参数,总结机轮所受的最大垂向力和起落架最大垂向位移的变化规律,得到管簧式起落架的相关落震性能参数,为起落架设计提供参考。     

海鸥300飞机起落架着陆动力学试验研究

针对海鸥300水陆两栖飞机起落架落震试验的技术需求,研制一套用于轻型飞机起落架落震试验的动力冲击试验系统,解决了低摩擦滑道设计、机轮高速带转、跑道模拟、撞击平台设计等关键技术.结合CCAR-23-R3要求,完成了海鸥300前起落架落震调参试验、限制落震试验和储备能量吸收落震试验.结果表明,试验系统工作稳定可靠,起落架限...     

大展弦比机翼随动加载方法与装置研究

大展弦比机翼载荷标定实验中,随着载荷的增加,机翼会发生弯曲变形,导致加载点的法向载荷方向发生变化,对载荷标定实验的准确性产生影响。为解决此问题,设计了一套大展弦比随动加载装置,该装置通过电缸控制加载点竖直方向的位移,通过位移台控制电缸水平方向的位移,利用联动控制系统使载荷标定实验中施加在机翼翼面的作用力与翼面始终保持垂直,保证机翼所受载荷始终沿法向。开展随动加载与砝码垂向加载对比实验,结果表明：随动加载获得的数据相关系数达到0.999,相较砝码垂向加载获得的数据相关系数0.976更优,验证了随动加载装置的有效性。该装置不仅具有体积较小、操作简便的优点,还为推动大展弦比机翼性能研究提供了有力支撑。     

柔性飞机大变形曲面气动力计算及配平分析

柔性飞机在载荷作用下产生较大的弹性变形并呈现出几何非线性特性,机翼升力面呈现出大变形空间曲面的特征,传统平面气动力的工程分析方法无法给出空间变形下的真实载荷状态进而影响柔性飞机气动弹性分析的准确性。该文基于柔性飞机几何非线性气动弹性分析的需求,建立了曲面三维升力线和曲面涡格两种不同的曲面定常气动力方法,并结合曲面样条插值完成了大变形下结构运动信息与气动载荷信息之间的相互作用和交换,实现气动面随结构变形的自适应更新。进行了柔性飞机的全机非线性配平分析,并对两种不同的气动力方法的分析结果进行对比,归纳出柔性飞机几何非线性气动弹性配平分析的特点。升力线方法分析快速简单,涡格法可以考虑机翼弯度影响,便于复杂模型的多轮次反复计算。两种方法的分析结果具有较好的一致性,当飞机变形较小时都与传统的线性分析方法吻合较好;当结构变形较大时,非线性配平结果随风速和结构质量呈非线性变化,与传统线性分析结果产生明显差别需在设计初期引起重视。     

非对称/非均衡复合材料层压板弯曲与扭转耦合变形试验方法

对几种铺层的非对称/非均衡层压板在纯弯载荷下的耦合变形进行了模拟分析, 并进行了板宽、 板厚等参数的影响分析, 在此基础上设计了一套四点弯曲柔性支持装置。采用该装置对两种铺层的非对称/非均衡层压板进行了柔性四点弯曲试验, 并与常规四点弯曲试验进行了对比。柔性四点弯曲装置对非对称/非均衡层压板施加弯曲载荷的同时没有限制试件的扭转变形, 而常规四点弯曲几乎完全限制了非对称/非均衡层压板的扭转变形。柔性四点弯曲加载装置基本上达到了设计要求, 可用于非对称/非均衡层压板弯-扭耦合系数的测试。      

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。     

全机推力试车台推力测量和校准方法

以目前国内唯一可进行发机装机状态下推力测试的试验设备为研究对象,介绍了其全机推力试车台的台架总体结构及飞机装机推力测量方式,重点对推力测量系统及其校准方法进行了详细描述,分析了全机推力测量的影响因素、测量结果修正方法及目前校准方法存在的不足,提出了装机校准、左右平台联合校准、伺服加载校准和原位校准等多种改进措施,提高了全机推力测量系统的校准准确度以及发动机装机推力的测量准确度,对于其他同类设备的校准也具有重要的参考和借鉴价值。     

一种用于特殊情况下试验力的校准装置及校准方法

本文针对特殊情况下或特殊仪器设备试验力项目的校准方法进行论述,并设计了方便携带、方便施加力源的校准装置。该装置主要由标准测力仪和手动加载力源机构组成,可代替被校设备提供力源的传统方法,解决了各类复杂仪器或复杂情况下的试验力的溯源需求。     

矢量推力模拟加载及测试校准技术研究

航空发动机推力矢量技术是目前国际上的研究热点,为了适应矢量推力发动机的试车试验,国内部分主机场所已经研制或正在研制发动机矢量推力试车台,而如何对矢量推力进行准确的测试及校准一直是难点。本文提出了利用液压加载装置配合不同角度楔形块实现标准矢量力加载的方法,为了验证设计方案的可行性,设计搭建了一套简易的矢量推力模拟加载及测试装置,通过试验给出了测试的误差及存在的问题,为进一步准确测试矢量推力提供了依据。     

特殊结构弹性元件力学性能表征方法

针对特殊结构弹性元件的性能参数测试要求,设计了其力学性能测试方法和装置。利用该方法和装置开展了弹性元件持久压缩试验和工作压力表征,并对影响测试结果可靠性和稳定性的工艺参数进行了探索,在模拟元件服役结构环境的基础上建立了稳定可靠的表征方法。结果表明:该方法和装置能准确表征特殊结构弹性元件的力学性能。     

变弯度机翼前缘结构抗鸟撞仿真与试验验证

与常规机翼不同,变弯度机翼抗鸟撞装置在设计时需要考虑变弯度机翼的机构运动路线,在保证不影响机翼机构正常功能的前提下进行设计,因此也大大增加了抗鸟撞装置设计的难点。通过试验与仿真相结合的方法,对不同构型楔形结构的抗鸟撞性能进行研究,得到了最合理、有效的抗鸟撞结构;根据鸟撞仿真分析结果,结合机翼机构运动路线,确定了抗鸟撞装置的设计思路,同时设计并制造了三角加弧形结构抗鸟撞装置,并对其进行了试验验证与仿真分析。结果表明,三角加弧形结构能有效预防变弯度机翼在受到鸟撞后发生破坏,为变弯度机翼抗鸟撞结构的设计提供参考。     

基于翼尖支撑和螺旋桨独立支撑的螺旋桨滑流影响实验研究

螺旋桨滑流对飞机的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数有着非常重要的影响,该文通过风洞实验方法,探索螺旋桨滑流对飞机气动特性影响的规律。与目前国内常用的全机带动力实验不同,该文结合西北工业大学NF-3低速风洞的翼尖支撑测量系统和螺旋桨及短舱独立支撑机构开展研究,研究了桨叶角、前进比和拉力系数对螺旋桨滑流效果的影响。研究表明:螺旋桨滑流效果主要取决于其拉力系数,飞机升力系数随螺旋桨拉力系数的增大而增大,阻力系数和俯仰力矩系数随螺旋桨拉力系数的增大而减小。     

结构试验中均布载荷的气囊加载系统设计方法

围绕新颖的气囊加载方式,建立了气囊加载系统的力学分析模型,着重探讨了气囊加载装置设计中的关键问题,认为:必须消除沿加载面曲率较大方向的气囊织布表面张力影响,而当加载面曲率不大时则不需采取限制措施。张力的限制采用在加载面边界处进行张力阻断的方法来替代传统气囊加载系统中采用的封闭金属容器限制方法,降低了试验成本且提高了试验可观测性。同时,设计了加载载荷控制律并提出了相应的加载系统验证方法。最后,通过一个飞机机身框段结构模型的加载试验,验证了采用气囊加载系统进行均布载荷加载的可行性。     

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。     

锁相红外热成像技术测量结构的应力分布

通过试验研究了运用锁相红外热成像技术进行结构应力测量时,加载频率的改变对于测量结果的重要影响,给出了合理确定加载频率这一重要参数的试验方法。将锁相红外热成像技术应用到航空工业飞机机翼蒙皮与骨架之间铆接结构应力分布地研究中,显示了锁相红外热成像技术在结构应力测量方面相对于传统应变片电测技术的明显优越性。     

新型多维形状记忆合金阻尼器的试验研究

利用形状记忆合金设计了一种新型多维SMA阻尼器,该阻尼器能够将扭转运动转化为阻尼丝拉伸,从而提供拉压及扭转方向阻尼,该文详细介绍了该装置的构造及工作原理。试验研究了加载幅值、加载频率和初始应变对该阻尼器力学性能的影响,并采用改进的Graesser-Cozzarelli模型建立了阻尼器的理论模型,分别对其拉伸和扭转力学性能进行了数值模拟。结果表明,不同工况下的数值模拟结果与试验结果均吻合较好,验证了理论模型的有效性。     

持久载荷应力腐蚀测试系统的研发与应用

针对原有应力腐蚀试验设备载荷测量不准确、加载过程易产生附加弯矩等缺点,设计制造出一种基于Lab VIEW的持久载荷应力腐蚀测试系统,由持久载荷应力腐蚀试验装置和数据采集系统组成。通过变更测量物理量实现试验过程中载荷的准确施加与计量,采用类似万向联轴器式的铰接连接消除加载过程中容易产生的附加弯矩。试验结果表明:该持久载荷应力腐蚀测试系统完全满足NACE TM0177——2005标准和GB/T 4157——2006标准中拉伸试验方法对试验设备的要求,利用数据采集装置实现试验数据的自动采集与试验过程的全监控,保证试验的科学性与准确性。