基于前起落架突伸技术的新型缓冲器仿真设计分析

针对舰载机的前轮拖曳弹射起飞方式,结合前起落架突伸技术对缓冲器构型进行了研究,确定了缓冲器的组合突伸模式。基于常规型双腔油气式缓冲器提出了改进的缓冲器构型,并通过适当减小缓冲器的反弹阻尼来缩短突伸时间。应用动力学仿真软件LMS Virtual.Lab与机械/液压仿真软件AMESim实现了舰载机前起落架弹射-突伸动力学联合仿真。仿真结果表明:缓冲器各关键参数的变化与理论计算结果一致;增加高压充气的突伸模式比单纯释放储存势能的突伸模式能够获得更好的突伸效果,改进设计型缓冲器可有效缩短突伸时间。     

连接件振动疲劳寿命分析的应力严重系数法

针对连接件振动疲劳涉及的应力集中以及接触非线性问题,借鉴准静态疲劳分析的应力严重系数（stress severity factor,简称SSF）法对于应力集中以及接触问题的分析方式,将其推广到随机振动,采用等效SSF模型计算应力响应,提出连接件振动疲劳寿命分析的SSF法。算例验证结果显示,2个载荷谱激励下,振动疲劳寿命的计算误差分别为27.3%和30.7%。结果表明,SSF法具有快速、高精度的特点,能够达到工程中快速评估连接件振动疲劳寿命的需求。     

扭力臂结构参数对缓冲器卡滞特性的影响研究

起落架缓冲器卡滞与否对飞行器起降安全极其重要。以某半轴支柱式无人机主起落架为研究对象,基于临界摩擦系数法建立了卡滞特性分析模型,发现在三点刹车载荷工况、左偏航载荷工况下存在卡滞隐患,进而分析了扭力臂位置角、扭力臂交点到下轴套距离和到支柱轴线距离等结构参数对缓冲支柱卡滞特性的影响。研究发现:扭力臂位置对该缓冲支柱卡滞特性其影响较大,安全角度范围为70度到100度,最佳角度为75度;扭力臂交点到下轴套距离和到支柱轴线距离对其影响较小,最佳长度分别为270mm和260mm。     

翼面热静气动弹性的流固热交错迭代耦合分析

提出了一种针对高超声速翼面热静气动弹性的流固热交错迭代数值耦合方法,其充分考虑了气动环境（气动力和气动热）与结构变形之间的耦合、气动热与结构温度场之间的耦合以及温度场对结构刚度的影响。气动环境采用计算流体力学方法求解,结构传热和变形采用有限元法求解,在耦合面采用基于控制面的双向映射插值方法进行壁面热流、壁面温度、气动力以及翼面变形的数据传递,并应用该耦合方法进行了高超声速翼面热静气动弹性分析。结果表明,热环境造成翼面结构刚度降低,导致热环境下翼面变形明显大于常温（300 K）时的分析结果,且马赫数越大,两者之差越大。     

LC4CS铝合金预腐蚀形貌与剩余寿命评估

研究LC4CS铝合金经EXCO溶液腐蚀后的截面轮廓线,提出了蚀坑特征自动识别和尺寸测量的方法。对预腐蚀件进行疲劳试验,腐蚀严重降低了试件的疲劳寿命。以测得的蚀坑深度h、长宽比AR和截面积As为参数将蚀坑等效成半椭圆和半圆形初始裂纹预测剩余寿命,h和As都是蚀坑等效的有效参数,半椭圆和半圆形裂纹应分别以h、As的平均值和最大值为等效参数。     

金属材料多轴疲劳累积损伤理论研究进展

考虑到多轴载荷下累积损伤规律与单轴情况的不同,将现有的金属材料多轴疲劳累积损伤理论分为以下四类:(a)不分方向的线性累积模型;(b)不分方向的非线性累积模型;(c)分方向的线性累积模型;(d)分方向的非线性累积模型。首先对以上4类多轴疲劳累积损伤理论分别进行了回顾,并着重介绍了近年来的最新进展。接着,收集整理了目前使用这些模型处理过的金属材料多轴变幅载荷试验,给出了这些试验的载荷谱型和数据点数,并统计了各模型对各试验的预测准确率。最后,根据各类模型的准确率对它们的适用范围、计算效果进行了对比分析与讨论。     

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...     

大型民用飞机起落架应急断离分析与仿真

起落架应急断离设计是民用飞机设计中必须考虑的问题。根据适航相关规定,论述了起落架应急断离设计的结构设计要求。基于LMS Virtual.Lab Motion多体动力学仿真平台,建立了某型民用飞机主起落架的动力学仿真模型。完成主起落架自由落震、地面滑跑过障碍物等情况的仿真计算,并着重对仿真过程中各断离点载荷进行分析,确定了相应的断离载荷和断离序列,实现了大型民用飞机起落架应急断离动力学特性的分析与仿真。     

基于应变能耗散的复合材料层合板面内缺口强度分析CDM模型

基于伴随能量释放的渐进损伤演化思想,建立了复合材料层合板面内失效分析的连续介质损伤力学（CDM）分析模型,该模型包含损伤表征、损伤起始判定和损伤演化法则3个方面。基于CDM模型,通过引入损伤状态变量表征损伤,建立了平面应力状态下的材料损伤本构模型。采用损伤参量 f_E改写Hashin准则,以判定损伤的起始。损伤演化由特征长度内的应变能释放密度控制,建立了损伤状态变量关于等效应变的渐进损伤演化法则。模型中还同时考虑了面内剪切非线性和网格敏感性,并进行了对比分析。对含缺口的[90/0/±45]_3s和[（±θ）₄]_s 2类典型复合材料层合板的面内拉伸失效进行了分析,结果表明,本文中的模型能有效预测复合材料层合板的面内拉伸强度。     

基于LMSVirtual．Lab的一种折叠机翼动力学仿真

对舰载机折叠机翼的折叠及展开运动过程进行动力学仿真研究,提出了一套基于LMS Vir-tual．Lab的折叠机翼动力学仿真建模方法,实现了机构的动力学仿真计算,得到了折叠机翼作动筒载荷、翼稍运动包络面、结构应力水平等动力学指标。