前轮转弯系统减摆性能分析

前轮操纵是起落架设计中的关键技术。以C919大型民机前轮转弯操纵系统为研究对象,分析了其系统组成及工作原理,并根据其减摆状态工作原理建立了阻尼力计算公式;基于LMS Imagine.Lab AMESim和LMS Virtual.Lab Motion软件平台分别建立了前轮转弯操纵系统的液压控制系统模型和前轮转弯机构动力学模型,验证了前轮转弯操纵系统减摆状态下的功能;进行了动态阻尼特性仿真分析,分析了摆振的频率、幅值以及阻尼孔直径对减摆阻尼力矩大小的影响。结果表明:该前轮转弯操纵系统在减摆状态下可以消除冲击载荷引起的振动,满足系统减摆的要求;在其他参数固定的情况下,分别改变摆振频率、幅值以及阻尼孔直径3个参数中任一参数的值,减摆阻尼力矩随摆振频率和幅值的增大而增大,随阻尼孔直径的增大而减小。     

剪滞效应对复合材料固化变形影响的数值分析

通过分析固化过程中热、化学收缩及材料性能之间的多场耦合,建立了复合材料固化变形的三维数值仿真模型。预测结果与试验结果的对比,证明了所建模型具有较高的计算精度。基于所建模型,研究了剪滞效应的机理及影响,结果表明：剪滞效应随着构件厚度的增大而增强,但构件转角半径对剪滞效应的影响很小;剪滞效应是影响构件固化变形的一个重要因素,构件固化变形随着剪滞效应的增强而减小。     

采用等效有限元模型的复合材料机翼结构优化

在机翼设计过程中,将等效有限元模型(EFEM)方法应用于考虑静力学和动力学要求的机翼结构优化。提出了"三步走"的结构优化策略,将一个多变量的复杂优化问题转换为一系列少变量的简单优化问题,对某支线客机的复合材料机翼进行了优化设计。首先以位移、静强度和颤振速度作为约束条件对机翼复合材料铺层比例进行优化;然后以静强度和结构稳定性作为约束,以最小化结构质量和结构效率作为优化目标,对各翼肋之间的加强壁板进行优化设计;最后再以位移和颤振速度为约束,对机翼结构总体刚度进行优化设计。结果表明:EFEM方法具有快速建模和计算量少的优点,采用"三步走"优化策略具有更高的效率,适用于初步机翼结构优化设计。     

6自由度在刚体初始轨迹中的数值研究

采用6自由度方法对刚体的运动姿态进行了仿真研究，通过求解刚体的动力学方程和运动学方程确定刚体的质心位置。在分析研究传统求解刚体欧拉角缺点的基础上，采用全角度转换的四元数法求解欧拉角，解决了非全角度转换的四元数法在大攻角情况下转换不准确的问题。对6自由度方法进行了算例验证，结果表明该方法正确、实用，与已有的模型相比具有更好的工程应用价值。     

铝合金预腐蚀剩余寿命的分形维数预测方法

试验得到在EXCO溶液中预腐蚀不同时间的LC4CS光滑试件的腐蚀表面轮廓线和剩余疲劳寿命。分析了预腐蚀剩余寿命和断口附近轮廓线分形维数随预腐蚀时间的变化规律,针对该规律选取分形维数为预腐蚀剩余寿命损伤参量。试验结果表明:断口附近腐蚀表面轮廓线的分形维数受腐蚀形貌分散性的影响较小,与剩余寿命呈线性关系且与载荷无关,由分形维数计算得到的剩余寿命处于二倍分散带之内。     

舰载机起落架缓冲性能设计优化

为提高舰载机起落架的缓冲性能,采用多体系统仿真和多目标参数优化协同仿真分析相结合的方法,以iSIGHT为设计和仿真平台,在优化参数的同时调用多体系统仿真软件进行仿真分析.对前起落架缓冲系统进行受力分析,用MSC Adams/Aircraft建立某型舰载机起落架落震功能虚拟样机,实现可循环迭代求解落震质量的优化;考虑舰载...     

飞机液压能源系统振动特性优化控制仿真北大核心CSCD

液压能源系统振动引起的管路失效问题突出,严重威胁飞机液压系统的可靠性。为了深入研究液压系统振动特性的优化控制,考虑了频率相关摩擦模型的传递矩阵法计算流体管路的频率特性,同时采用面向对象的编程思想,在Visual Studio 2010/MFC软件开发平台上,自编基于流程图的飞机液压能源系统振动特性仿真软件(HCAD-1.0),为液压系统振动特性分析提供了方便、快捷的途径。对国内某型飞机液压能源系统振动特性进行仿真对比分析,结果验证了缓冲瓶和支管对压力脉动的优化控制作用,为液压能源系统振动特性优化控制提供了科学依据。     

飞机全电刹车系统性能分析

研究飞机在着陆过程中地面滑跑阶段的运动特性,为了准确建立无人机着陆动态模型,利用飞机全电刹车系统的组成及工作原理,建立了六自由度飞机全电刹车系统整体模型,采用滑移率式控制方式对飞机进行防滑控制。针对某型飞机的着陆滑跑过程,在MATLAB/SIMULINK仿真环境下进行了数字仿真,得出了飞机地面滑跑刹车的动态响应。结果表明,所建立的机体及刹车系统模型合理有效;采用参数自调节模糊-PID方法控制的全电刹车系统具有良好的作动响应及刹车性能。     

机翼极限环颤振的CFD/CSD全隐式紧耦合方法

发展了一种机翼极限环颤振的全隐式紧耦合数值方法。流场的空间和时间离散分别采用基于有限体积法的Roe格式和双时间步长法。结构瞬态响应采用基于Newmark法的有限元法求解,并考虑机翼大变形情况下的几何非线性。此外,流场和结构分析均采用隐式时间推进格式。紧耦合方法在传统松耦合方法的基础上增加了伪迭代,当伪迭代收敛后再进行与真实时间步相关的物理迭代的分析,即能降低传统松耦合方法分析过程中冻结边界条件带来的时间滞后效应。进行了切尖三角翼的跨声速极限环颤振分析,结果表明,紧耦合方法获得的翼尖极限环振荡的幅值和频率均优于传统松耦合方法,更靠近试验结果,因此,紧耦合方法在一定程度上能消除时间推进累积的误差,具有更高的耦合时间精度。     

连接件振动疲劳寿命分析的名义应力法

提出了采用名义应力法估算振动载荷下连接件疲劳寿命的方法。综合考虑连接件孔边的应力均方根集中程度、孔表面状况和填充系数的影响,给出了连接件在振动载荷激励下的应力均方严重系数,然后结合连接件孔边的动态特性给出了振动疲劳缺口系数的计算公式。设计并完成了两种激励谱下304不锈钢的连接件振动疲劳试验,结果表明该方法可以很好地预测连接件的振动疲劳寿命。