大型飞机外挂物载荷计算的一种工程方法

为解决试验机(飞机)机身或机翼加挂测试吊舱、设备吊舱、试验模型等外挂物的载荷计算问题,以相关标准规范为指导,给出了一种飞机外挂物载荷分析计算的工程方法,可为外挂物及其吊挂结构的初步设计和强度校核提供依据,评估外挂物挂飞试验安全性。     

四类典型设计参数对机翼/外挂颤振特性的影响分析

在某机翼颤振模型基础上,建立了挂架和外挂结构动力学模型,并组装成机翼/外挂颤振计算模型。与光机翼情况对比,对应基准设计参数状态的机翼/外挂颤振速度降低了近50%。为研究机翼/外挂颤振特性受设计参数的影响,分别改变机翼油箱燃油状态、挂架刚度、外挂弦向悬挂位置和外挂展向悬挂位置,获得了设计参数对该机翼/外挂模型颤振特性的影响规律,给出了提高机翼/外挂颤振特性的改进建议。     

某机载雷达模拟吊舱结构设计

某机载雷达模拟吊舱是安装于某型歼击机机翼下的机载外挂设备,载机对吊舱的体积、重量、外形有严格的设计要求。由于其工作环境条件恶劣,所以给该机载雷达模拟吊舱结构设计带来较大的难度,文中从吊舱的结构布局、环境控制、舱体设计等方面介绍了该吊舱结构的设计和实现方法。     

带外挂机翼的极限环颤振分析

首先基于哈密顿原理推导带外挂机翼的弯扭动力学方程。利用Dirac函数考虑外挂位置的影响;采用拉格朗日乘子方法考虑梁模型轴向不可伸缩的约束;带外挂机翼的动力学方程考虑了结构非线性、气动非线性和外挂非线性,并将非线性的阶数扩展为3阶。其次引入无量纲化参数对动力学方程进行无量纲化处理。最后基于梁模型的边界条件,利用伽辽金方法及主振型的正交性将偏微分方程离散为常微分方程,并改写成矩阵和状态方程的形式。利用k方法进行线性颤振的计算;选取弯曲运动速度为零的点作为Poincare截面点,基于分叉图来研究带外挂机翼弯曲、扭转的极限环颤振特性。     

大展弦比带外挂机翼的颤振分析

基于哈密顿原理推导建立大展弦比带外挂机翼的动力学方程。为了分析大展弦比机翼特性,考虑了大展弦比机翼的平面内弯曲效应,将传统机翼的弯扭动力学方程扩展到大展弦比机翼的弯弯扭方程;利用Dirac函数考虑外挂位置的影响;采用拉格朗日乘子的方法考虑梁模型轴向不可伸缩约束。引入无量纲化参数对动力学方程进行无量纲化处理。基于梁模型的边界条件,利用伽辽金方法及主振型的正交性将偏微分方程离散为常微分方程,并改写成矩阵和状态方程的形式。利用K方法进行颤振计算,分析外挂参数如外挂质量、位置和转动惯量对机翼外挂系统颤振速度的影响,并分析了各种速度条件下的响应历程。     

机翼结构质量分配方法探讨

在进行飞机设计时,机翼结构的重量的分配十分重要。但是机翼结构的质量分配需要考虑诸多因素,提出一种机翼结构的质量分配方法。进行机翼结构的质量分配时,一般将其按照一定比例分配到承剪结构、承弯结构、起落架结构、气动荷载结构、燃油结构、前后缘结构以及其他一些附属结构等。需要对机翼结构的质量分配的方法进行探讨,分析质量分配方法的合理性和有效性。     

传感器飞机机翼结构优化与性能分析

传感器飞机是一种集情报、监视和侦察功能于一体的未来先进无人机。一体化机翼作为传感器飞机飞行和探测的关键结构,其主要功能是作为雷达天线和为飞行器提供升力及操纵能力。文中初步设计了一种双梁式后掠一体化机翼构型,蒙皮分区域采用玻璃纤维和碳纤维面板蜂窝夹层结构,主承力骨架采用铝合金材料。对初始机翼构型的力学性能分析表明,其静强度和稳定性不能满足最大设计载荷下的使用要求。因此对机翼结构进行了局部尺寸缩放、纤维铺层调整以及骨架传力路径改善等优化设计,分别量化给出了各优化途径对机翼性能提升的效果。综合3种优化途径得到改进设计的一体化机翼,在结构重量增加很小的情况下,强度和稳定性得到了明显提高,满足设计要求。该设计和分析结果可供其他传感器飞机一体化机翼设计参考。     

平行连杆式锻造操作机吊挂系统结构设计试验

平行连杆式锻造操作机吊挂系统是实现锻造操作机工艺动作和承受外部载荷的主要部分,其结构的合理性直接影响操作机运动的准确性。首先根据锻造操作机运动和吊挂系统结构的特点,将其简化为二维平面结构模型,然后将锻造操作机吊挂系统结构分为提升机构、俯仰机构、缓冲机构,逐个分析了操作机吊挂系统的运动过程及影响结构设计的因素,明确了设计操作机吊挂系统结构的关键参数,并对关键参数的确定提供了设计思路。     

某型无人直升机雷达外挂单元结构设计

该雷达外挂单元安装于某型无人直升机的侧面载荷点,载机及其使用条件对单元的重量、外形、结构维护性和可靠性有严格的设计要求.文中从单元的整体结构布局、设计要点到单元机箱结构的具体设计和结构仿真分析等方面介绍了该雷达外挂单元的设计和实现方法.     

基于可靠性的导弹吊挂结构完整性优化设计

以某型导弹吊挂结构为例,建立了以导弹吊挂的几何尺寸为设计变量,以结构完整性为约束条件,以结构重量极小化为目标的吊挂可靠性优化模型,得到了满足功能条件的最优结构。经过完整性优化,提高了吊挂的可靠性和经济性。     

带式输送机承载吊挂托辊组的设计

托辊是带式输送机的基本部件，可保证其可靠运行和维修费用低廉的必要条件是设计托辊时正确考虑各种影响托辊使用寿命的因素以及使托辊结构更趋于合理。因近年来国内带式输送机吊挂托辊组应用很少，而吊挂托辊组与槽型托辊组相比，在承载能力、使输送机运行平稳、防输送带跑偏及降低噪声等方面有很大优点。     

基于Nastran的无人机机翼结构分析与优化

对打样设计中采用蒙皮、翼梁和翼肋结构的机翼,通过UG建立模型,运用Nastran软件进行有限元分析,确定其满足强度和刚度要求。对机翼结构部件进行灵敏度分析,确定蒙皮是对机翼性能影响最大的设计变量,并将其作为优化对象。在保证机翼结构强度和刚度的条件下,对蒙皮轻量化设计,得到蒙皮对机翼性能影响规律及最优蒙皮厚度。优化后机翼质量减轻37.19%。     

自适应机翼柔性翼肋的受控运动学规律研究

柔性自适应机翼技术采用了一种全新的材料/结构/功能一体化的设计思想,它是将传感单元、驱动单元、控制单元与机翼结构有机地结合,赋予机翼形状自适应等功能,从而改善飞机的飞行性能。本文根据DLR可变后缘自适应机翼概念,设计制造了这种自适应机翼的基本构件——柔性翼肋,分析了模型设计的关键参数,推导出了单输入驱动下柔性翼肋变形的运动学规律,并通过软件仿真和模型实验验证了柔性翼肋受控运动规律的正确性。     

高超音速飞行器伸缩机翼的结构设计及稳定性分析

高超音速飞行器机翼变形技术是军事领域研究的重点内容,对提升飞行器性能有着至关重要的作用。伸缩机翼技术是机翼变形技术的主要研究方向之一,文中以四连杆机构为基本单元设计了大承载、机翼面积变形量大、结构性能稳定的伸缩机翼机构。从运动学角度研究了伸缩机翼的运动规律;通过静态应力仿真分析了其结构的稳定性;从模态特性角度分析了其在5阶不同振动频率下的变形情况。分析证明,设计符合伸缩机翼机构在高超音速环境下的动力学和静力学性能要求,为超高音速飞行器的机翼设计提供了一种简单、结构稳定、性能可靠的方案。     

无人机机翼的结构/材料一体化优化设计

目前无人机机翼大规模采用复合材料,因为性能优越的复合材料具有很好的可设计性,所以对于复合材料机翼的研究十分重要.基于ANSYS和MATLAB联合调用技术提出了一种固定翼无人机机翼结构/材料一体化设计的优化方法:将翼梁位置的结构参数和机翼各元件材料的铺层参数作为设计变量,机翼结构质量为目标函数,采用遗传算法对机翼进行优化...     

长直机翼带外挂系统的颤振及响应研究

考虑长直机翼的几何非线性,采用非定常气动力,根据Hamilton原理推导了长直机翼带外挂系统的气动弹性运动方程。运用伽辽金法进行离散,通过数值模拟研究了系统的颤振特性及响应。结果表明:增加外挂质量,安装在靠近翼尖位置并且位于弹性轴之前约40%半弦长时,颤振临界速度最大;外挂连接刚度的降低,会使颤振临界速度减小。由于几何非线性的影响,系统的响应非常复杂,这里的算例经历了从收敛到单个极限环振动,经拟周期运动进入混沌,再由混沌进入周期3的过程。     

低雷诺数下的飞机机翼结构设计及优化

低雷诺数对翼型效率等方面的影响较大,影响微小型飞机的运行质量,因此,选择机型和设计机翼,是飞机结构设计中的重要部分,飞机的机翼结构直接影响气动性能,其结构设计必须保证合理性。当下设计高性能的飞行器,一般以基础翼型为基础进气动等方面的优化改造,以使飞行器获得更好的飞行性能,能更好的被应用到所要求的场景中。基于此,本文首先对机翼设计的参数及设计方法进行描述和分析,然后从多方面探讨低雷诺数下的飞机机翼结构优化设计的方法,以期为相关工程人员提供有效参考。     

MSS50移动模架吊挂系统有限元分析

利用ANSYS有限元分析软件,分别建立移动模架吊挂系统合模和开模工况下的有限元模型,研究吊挂系统在静载和过孔工况下的应力分布和变形情况,为确保其在施工状态下结构的安全可靠性,需校核移动模架吊挂系统最大受力工况下的结构强度、刚度及屈曲稳定性。有限元分析结果表明：移动模架吊挂系统满足强度、刚度及屈曲稳定性要求,研究成果可为移动模架的设计与安全施工提供参考。     

柔性变形机翼设计及其结构力学性能分析

为提高小型无人机飞行效率,提出一种柔性变形机翼设计方法。基于机翼弦向弯度调节原理,采用柔性肋结构设计了面向小型(10Kg)无人机(UAV)的柔性变形机翼;采用计算流体动力学方法,分析了柔性变形机翼的升力系数变化和升阻比等空气动力学特性;采用有限元结构静力学方法,分析了柔性变形机翼的柔性肋结构在气动载荷下的应力变化,在风载下所受最大应力为5.3MPa,小于柔性肋的屈服强度11.65MPa。柔性肋组件设计可承受空气载荷,验证了柔性变形机翼的有效性和结构完整性。研究结果表明:设计的柔性变形机翼可以有效改善实际飞行中的气动特性,机翼最大升阻比可从60提高到110,在提升小型变体无人机飞行效率方面具有应用前景。     

飞行器外挂物投放风洞实验的控制系统

简要介绍了南京航空航天大学ＮＨ－２风洞中用计算机控制飞行器外挂物投放的控制系统,对投放控制系统的硬件配置情况以及部分软件作了简要说明,同时还对用计算机软件提高控制精度的方法作了介绍。该系统为研究飞行器投放外挂时,外挂物在脱离飞行器的极短时间段在空中的运动轨迹的获取提供了一种有效手段。