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。     

不均匀飞机轮载作用下沥青道面结构力学响应

为了研究不均匀飞机轮载作用下沥青道面结构力学响应，基于机轮条纹状接触面积假设和轮胎花纹，确定了轮胎的竖向应力函数，再结合已有研究确定了轮胎的纵、横向接触应力，计算获得了A380-800,B747-400,B777-300ER三维非均布接触应力；基于三维有限元分析模型，得到飞机三维非均布轮载作用下的道面结构力学响应，并分析了三种机型的力学响应的差异。研究结果表明：在三维非均布荷载作用下沥青道面的力学响应大于在均布竖向荷载下的力学响应；荷载的不均匀性对于沥青道面力学响应的影响沿沥青道面面层向土基逐渐减小；在三维非均布荷载作用下，沥青道面的力学响应受飞机的最大滑行质量、起落架构型、胎压、机轮个数等因素影响；随着沥青混合料模量增大，各力学响应参数的变化率也逐渐减小。     

基于虚拟样机技术的飞机起落架着陆载荷分析

起落架是飞机重要的承载机构,其在飞机的起飞、降落和着陆过程中担负着十分重要的作用。起落架着陆载荷是指在飞机着陆瞬间起落架所承受的地面载荷,根据位置的不同可分为轮胎接地点载荷、轮轴点载荷和交点载荷。飞机设计重量（包括空机重量、商载和燃油重量）的分布变化会对起落架着陆载荷产生影响。以典型民用飞机的起落架为研究对象,基于虚拟样机技术对起落架模型进行着陆分析。首先利用HyperMesh、MSC.Nastran软件对飞机起落架模型进行前处理和简化,然后根据中国民用航空规章运输类飞机适航标准相关条目要求,在MSC.ADAMS软件中设置相应的工况参数并进行起落架着陆动力学仿真分析,研究不同燃油密度下飞机的重量和重心变化对起落架轮轴点着陆载荷的影响。通过对比仿真结果可以发现：飞机的重量和重心变化对起落架轮轴点着陆载荷产生了明显的影响,而燃油密度变化对起落架轮轴点着陆载荷的影响较弱。研究结果可为今后有针对性地开展起落架着陆载荷计算提供参考和指导。     

基于响应面方法的多支柱起落架着陆缓冲性能优化

基于起落架缓冲系统受力分析,在MSC.ADAM S平台上建立了某型飞机多支柱主起虚拟样机模型,在给定的投放质量和下沉速度下分析了该起落架的缓冲系统行程、轮胎垂直力和功量曲线。为降低飞机着陆载荷,选取对缓冲器性能敏感程度较大的参数为优化参数,包括空气腔初始容积、初始充气压力及主油孔面积,以着陆时轮胎最大垂直载荷为优化目标。通过基于正交设计的响应面方法,建立优化变量和优化目标间的数学关系,求解方法为模拟退火法。优化后,对新设计参数进行了虚拟试验验证,结果表明降低着陆总载荷8.3%,明显改善了起落架着陆缓冲性能。     

机场水泥砼道面动力响应研究

对三块不同弹性模量的基础上的足尺寸水泥砼道面板进行了冲击激励试验和振动试验,对作者建立的动力计算模型进行了验证,并得出了地基模量、加载频率以及动荷系数与道面动弯沉响应的相对关系,为机场道面的动力设计提供了理论和试验依据。     

飞机滑行作用下水泥混凝土道面板动响应分析

摘 要：研究了飞机滑行作用下机场水泥混凝土道面板动响应问题。将道面结构视为粘弹性层状地基上单块四边自由的矩形板,采用半解析法,建立力学模型和计算方法。飞机滑行作用在道面板上的荷载是由自身重量和滑行产生的升力决定的;并计算了飞机滑行作用下道面板的响应。采用在道面内部钻孔安装位移传器的方法,对H-6飞机以不同滑行速度通过道面板时,道面板产生的动挠度进行了实测。计算结果与实测结果对比表明,两者误差在3%以内。说明本文所建立的计算方法是正确的。该方法可用来进行机场水泥混凝土道面板在飞机滑行作用下动响应的计算。     

起落架系统刹车走步动力学特性研究

起落架碳陶刹车系统的刹车力矩在角速度快速变化时,随着机轮转速的减小而增大,刹车力矩和机轮转速曲线的负斜率与起落架刹车走步振动有较大的关系。本文建立了一个三自由度起落架刹车走步动力学模型,对水陆两栖飞机主起落架刹车振动进行了分析,重点研究刹车力矩负斜率对起落架刹车振动的影响,计算的加速度响应、频率与起落架外场滑跑刹车试验测试结果一致。研究了初始刹车力矩、负斜率、起落架航向刚度与阻尼、支柱等效高度等参数对起落架动力学系统的影响,给出了初始刹车力矩与刹车力矩负斜率在高速刹车状态下的双参数振动收敛边界。通过Hopf分岔分析得到了起落架刹车系统的刹车力矩负斜率与初始速度的双参数分岔图。通过分析得出,起落架刹车低频振动发散可能由刹车力矩负斜率超过一定范围或刹车压力大导致刹车力矩过大,滑移率超过限值两种原因导致。相对于高速刹车,刹车力矩负斜率对低速刹车稳定性影响更大。在分析结果的基础上给出了抑制起落架刹车走步的方法与建议。     

基于模糊控制的前轮转弯控制律设计EI北大核心CSCD

飞机在地面低速滑行阶段转弯时前轮和主轮不应发生侧滑^([1])。在实际应用中,为满足上述条件,前轮偏转角速度多取为许用角速度下限进行匀速转弯,但该方式大幅降低了飞机的地面操纵性能。同时,由于复杂布局小车式起落架系统的自由度较高,往往难以求出前轮许用偏转角速度的通解。为解决上述问题,对复杂布局小车式起落架系统建立一套动力学分析模型;并基于模糊控制理论,设计一套前轮转弯角速度控制律。经仿真运算证明:飞机前轮转弯许用角速度主要受飞机速度、前轮偏转角度以及飞机航向载荷等因素影响;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发动机推力等方式提高起落架系统许用前轮转弯角速度;模糊控制理论可应用于飞机前轮转弯角速度控制律设计;基于模糊控制理论的飞机前轮转弯角速度控制律可充分发掘起落架系统地面运动能力,并显著提升起落架系统地面操纵性能。     

水泥混凝土道面结构在多轮荷载作用下的响应分析

为研究多轮荷载作用下对道面结构的响应,以ABAQUS分析软件为基础,采用多层结构的线弹性材料,建立了9块水泥混凝土面层板的"软弱地基-道面结构-飞机轮载相互作用"三维有限元模拟模型,建模过程中考虑了纵向横向接缝的传荷能力,为大型飞机轮载作用下的道面结构体系及其力学响应研究提供了先进、可靠的分析平台。     

Kevlar织物软壁包容环抗冲击数值仿真分析研究

针对机匣包容性问题,提出Kevlar平纹织物本构模型的拟合方法,分别采用单层壳、多层壳、层合壳三种有限元建模方式对Kevlar织物软壁包容环弹道冲击过程进行模拟,发展了机匣包容性仿真分析模型。结果表明,多层壳模型和层合壳模型的计算结果更准确,并且可以通过调节摩擦因子使仿真结果与试验结果更接近。在此基础上研究了撞击点位置和弹体入射姿态对弹体剩余速度的影响。结果表明:在较小偏移距离内,撞击点的位置对剩余速度的影响可以忽略不计;滚转角和俯仰角对剩余速度影响较小,而对于偏航角,当角度大于30°时,剩余速度会随着角度的增大明显呈下降趋势,且弹体出射姿态也会发生明显变化。     

基于模糊控制的前轮转弯控制律设计

飞机在地面低速滑行阶段转弯时前轮和主轮不应发生侧滑~([1])。在实际应用中,为满足上述条件,前轮偏转角速度多取为许用角速度下限进行匀速转弯,但该方式大幅降低了飞机的地面操纵性能。同时,由于复杂布局小车式起落架系统的自由度较高,往往难以求出前轮许用偏转角速度的通解。为解决上述问题,对复杂布局小车式起落架系统建立一套动力学分析模型;并基于模糊控制理论,设计一套前轮转弯角速度控制律。经仿真运算证明:飞机前轮转弯许用角速度主要受飞机速度、前轮偏转角度以及飞机航向载荷等因素影响;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发动机推力等方式提高起落架系统许用前轮转弯角速度;模糊控制理论可应用于飞机前轮转弯角速度控制律设计;基于模糊控制理论的飞机前轮转弯角速度控制律可充分发掘起落架系统地面运动能力,并显著提升起落架系统地面操纵性能。     

飞机-跑道耦合作用下刚性跑道振动响应研究

基于飞机-跑道耦合分析,建立了飞机主起落架四自由度模型,得出飞机在不同平整度道面激励下的随机荷载;建立了考虑接缝的跑道三维有限元模型,将前述飞机动荷载作用于跑道,研究了飞机随机荷载作用下跑道结构的振动响应,分析了跑道各结构层及土基不同深度处跑道振动响应的变化规律,面层中心动位移、振动响应、跑道远端振动响应随跑道土基强度变化规律。结果表明:在跑道整个宽度范围内,面层中心处振动基频与道面远端振动基频基本一致,振幅呈“W形”变化;同一位置沿跑道深度方向,振动基频不变,仅振幅逐渐变小,该飞机荷载作用下,振幅衰减集中于土基3 m~11 m范围内,面层至土基3 m深度处的衰减仅为10%左右;土基强度对场道动位移峰值、振动基频影响较大,动位移峰值与土基动模量呈乘幂关系;当土基动模量由90 MPa增加至240 MPa时,跑道振动基频呈线性增大趋势,但土基模量增加至240 MPa后,随动模量增大,振动基频增加放缓。     

五自由度运动误差测量系统关键技术研究

设计了一种基于激光准直原理的运动平台激光五自由度运动误差测量系统,该系统基于双平行光束的准直原理对水平直线度、垂直直线度、偏摆角、俯仰角和滚转角误差进行同步测量.进行了系统直线度、偏摆角和俯仰角误差测量核心器件参数的自标定,针对双光束难以调平影响滚转角误差测量准确度的问题,利用水平仪对滚转角误差进行补偿修正.对整套系统...     

正交面齿轮传动系统非线性振动特性研究

作为一种新型传动形式,面齿轮传动在高速大功率场合的应用越来越多,其非线性振动特性分析对提高其工作可靠性具有重要意义。为研究正交面齿轮传动系统的非线性动力学特性,建立了包含支承、齿侧间隙、时变啮合刚度、综合传动误差、阻尼和外激励等参数的系统弯-扭耦合动力学模型,并使用PNF(Poincaré-Newton-Floquet)方法对系统的动力学微分方程进行求解。计算结果表明：随着转速增大,系统呈现混沌-周期-混沌的运动特征,不同的混沌区域间存在周期窗口;在不同的参数条件下系统会出现4种动态响应,即简谐响应、次谐波响应、拟周期响应及混沌响应;不同的响应特性对应的动载系数幅值差别非常大,应尽量调节系统转速,使系统的动态响应保持在周期窗口内。     

冲击荷载下橡胶混凝土道面应变响应研究

为阐明冲击荷载作用下橡胶混凝土道面的应变响应，基于光纤光栅应变计和重型落锤式弯沉仪(heavy weight deflectometer, HWD),设计了一种道面冲击应变响应的测试方法。通过该方法，对比分析了冲击荷载下橡胶混凝土道面与普通混凝土道面的应变响应差异，并通过监测不同尺寸的橡胶混凝土道面，研究道面板尺寸对应变响应的影响。试验结果表明：相较于普通混凝土道面，橡胶颗粒的加入改变了冲击荷载下道面的应变响应分布，使混凝土道面板中的水平应变均减小，而板边、板角的水平纵向应变增加；并且随着板长增加，橡胶混凝土道面板中、板边、板角处最不利应变响应方向的应变逐渐增加，其中板角处纵向应变增加最快，即道面板长增加将使橡胶混凝土道面冲击荷载下的最不利位置和方向从板边横向转移至板角纵向，因此在大尺寸橡胶混凝土道面设计与建造中，板角应变也应被考虑。     

矩形沟埋涵洞顶部垂直土压力

在刚性涵洞和刚性地基条件下,考虑矩形沟埋涵洞胸腔土体的变形和承载作用,建立矩形沟埋涵洞土压力计算模型和计算公式,理论计算与有限元计算结果相吻合。研究表明:槽洞宽比为1时,洞顶土压力系数随填土高度的增大呈单调减小的规律;槽洞宽比大于1时,洞顶土压力系数随填土高度的增大呈先增后减的变化规律,初始等沉面高度附近有最大土压力系数。槽洞宽比、涵洞高宽比和填土内摩角增大时,土压力系数增大;填土凝聚力增大时,土压力系数减小。槽洞宽比增大使等沉面高度增大;填土高度增大使等沉面高度减小。     

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。     

基于飞机竖向加速度的道面不平度限值标准研究EI北大核心CSCD

对于机场道面的平整性,目前国内外相关标准仅做了一般性规定,而未根据不同部位的重要性加以区分;实际上相同的不平整程度在飞机的不同滑行状态下导致的颠簸效果有很大的差别。针对这一问题,采用飞机整机模型建立飞机-道面振动方程,基于该振动方程构建了不均匀变形道面的Simulink仿真评价系统;以飞机竖向加速度0.4g作为评价标准,利用上述仿真评价系统求解在不同平整程度道面上的振动响应,选取飞机滑行时的三个代表速度分别为0.2v_0、0.5v_0和0.8v_0。分析结果表明:0.2v_0、0.5v_0和0.8v_0三种代表速度在3 m最不利波长条件下,其最大允许变形波幅分别为0.05 m、0.027 m和0.023 m;该结论可以为分析道面不同部位平整程度提供重要依据。     

斜支承弹簧系统跌落冲击响应及影响因素分析

以斜支承弹簧系统为研究对象,建立了跌落冲击条件下系统无量纲非线性动力学方程。利用龙格-库塔数值分析方法求解动力学方程,讨论了无量纲跌落冲击速度、系统支承角及阻尼等对系统响应的影响。研究表明,随着无量纲跌落冲击速度的增加,系统位移响应峰值和加速度响应峰值增加;随着支承角的减小,位移响应峰值增大,加速度响应峰值减小;阻尼对系统响应影响显著,对系统加速度峰值影响存在最佳阻尼比,最佳阻尼比随系统支承角减小而减小。通过适当地选取阻尼比及支承角可有效地改善系统的抗冲击能力。