舰载机弹射起飞动力学虚拟试验研究

基于多体动力软件LMS Virtual.lab建立了某型飞机弹射起飞的刚柔耦合虚拟样机模型,使用一对点和柔性曲线约束副来模拟活塞杆和外筒的运动,分析了目标飞机的弹射起飞安全性及弹射过程中飞机的动力学响应。仿真表明：目标飞机的舰首下沉量能够满求,可以安全起飞。纵摇和垂荡的耦合会使飞机舰首下沉量
增大;分离时的动态响应情况与分离载荷的大小和衰减速度有关。
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飞机结构与内部装载布置的CAD模型的快速生成

飞机结构布置与内部装载布置是飞机总体设计的重要环节,设计周期较长,而采用CATIA的二次开发技术可使飞机CAD模型快速生成从而有效解决该问题,缩短设计周期。以一个飞翼布局的无人飞机为例阐述了该方法。该方法有3个关键点：（1）飞机结构布置与内部装载布置的参数化描述;（2）结构件模板的设计;（3）内部装载干涉检查和位置调整算法。结果表明,所提出的方法能快速生成飞机结构布置与内部装载布置的CAD模型。     

飞机地面操纵动态特性和方向稳定性研究

充分考虑飞机地面的受力情况和轮胎的侧偏特性,建立了飞机的平面运动模型,并通过物理方法对飞机的运行状况做了定性分析;基于ADAMS／Aircraft软件建立虚拟样机模型,并对飞机地面操纵和高速滑行时的方向稳定性进行仿真分析;研究结果表明,轮胎的侧偏特性决定了飞机的地面运动轨迹,通过操纵前轮和对称刹车可以使飞机的运行方向趋于稳定。     

起落架缓冲性能联合仿真及优化方法研究

以某无人机支柱式主起落架为例,基于LMS Virtual．Lab Motion和LMS Imagine．Lab AMES-im开展联合仿真,首先利用VL Motion建立主起落架落震动力学分析模型,再根据缓冲器参数建立AMESim缓冲器液压模型,最后通过两个软件的联合仿真,计算该无人机主起落架的缓冲性能。以油针几何形状为设计变量,基于iSIGHT优化平台集成AMESim建立该无人机主起落架的缓冲器优化流程,通过优化计算得到该油针的最佳截面积参数,缓冲器最大轴向力降低了10．49％,缓冲器效率提高了12．54％。     

腐蚀环境对飞机梁结构连接件疲劳寿命和裂纹扩展的影响

借助腐蚀环境谱与疲劳载荷谱交替作用来模拟沿海飞机停放-飞行-停放过程。以飞机梁结构连接件的下壁板为主要研究对象,采用标记载荷法和详细目视检测法监测其裂纹的扩展状况,并采用GE5显微镜观测断口形貌。分析了腐蚀环境对梁结构连接件疲劳寿命与裂纹扩展的影响。试验结果表明:在形成穿透裂纹的初始阶段,试验件受到表面的防护漆以及连接处的密封胶保护,腐蚀环境在该阶段对梁结构连接件的疲劳寿命影响不明显,与非腐蚀试验相比, 该阶段的寿命仅缩短了5.5％;在穿透裂纹的扩展阶段,腐蚀环境加速了穿透裂纹的扩展过程,同时还加剧了穿透裂纹扩展过程的分散性,与非腐蚀试验相比,穿透裂纹的扩展寿命缩短了23.1％。     

飞机地面操纵转弯极限性能分析

飞机作转弯运动时,希望采取尽可能大的前轮操纵角以尽快完成转弯,但当操纵角过大时,可能会导致飞机翻倒事故。因此研究飞机地面操纵转弯的极限能力,对飞机设计及飞行员操纵有重要意义。文中通过建立飞机地面转弯动力学模型,针对刚性轮胎和弹性轮胎两种模型,分别用解析法和牛顿-欧拉法分析极限操纵角及最小转弯半径的变化规律。结果表明:相同滑跑速度下,随着操纵角增大,极限操纵角速度先增大后减小;在相同操纵角速度下,随着滑跑速度增大,极限操纵角逐渐减小,最小转弯半径逐渐增大;相同条件下,弹性轮胎模型的极限操纵角大于刚性轮胎模型,最小转弯半径小于刚性轮胎模型。     

串联双腔起落架缓冲器等效刚度阻尼特性分析

以某带内外节流阀的串联双腔缓冲器为研究对象,将其简化为两级弹簧阻尼串联组成的振动系统,利用一种等效线性化方法,分析了缓冲器在多种频率下的缓冲器等效刚度和当量阻尼分析值,并与试验数据进行对比,相对误差在15%以内,结果吻合良好,验证了所建动力学模型的正确性。分析表明,缓冲器等效刚度和阻尼随静态压缩量呈现严重的非线性,高压腔开始工作阶段,在相同外激励频率情况下缓冲器等效刚度、阻尼出现峰值,随后有较大幅度下降,其等效刚度峰值可达到742854N/m,等效阻尼峰值可达到39580N·s/m。缓冲器等效刚度阻尼在同等静位移情况下随外激励频率的增加而减小。     

导弹油箱燃油晃动仿真分析

随着航空航天技术的发展,研究液体晃动显得越来越重要。液体晃动对飞行器燃油供给、飞行状态以及机体结构变形产生较大影响。如何准确模拟液面变化、计算液体对壁面的冲击力是目前存在的难点。针对这些问题,简要介绍了SPH方法的基本原理,对导弹油箱内燃油的晃动进行了仿真计算,模拟出液面变化。计算了液体重心位置的变化曲线,同时得到油箱与燃油之间的相互作用力,并对结果做出了分析。对导弹油箱内燃油晃动研究提供了一定的理论和工程参考价值。     

无人机折叠翼展开动力学分析

折叠翼的展开性能关系着箱式发射无人机在发射后能否正常的飞行。以箱式发射无人机折叠翼为研究对象,根据其结构及工作原理,建立展开机构运动的微分方程;利用LMS Virtual.Lab建立展开动力学模型,分析机翼在不同扭簧刚度下的展开过程,得到机翼展开角度、角速度、角加速度和冲击载荷曲线;利用橡胶进行减振并探讨阻尼系数对减振效果的影响。结果表明:机翼能够在设计要求的时间内展开到位并锁定,加入橡胶后的冲击载荷降低了46.7%,随着橡胶阻尼系数的增加,振动逐渐减弱。     

飞机起落架收放作动筒内锁设计参数的研究

在飞机起降时,起落架作动筒内的指型锁会被锁定,以便固定起落架的位置,因而它是关系到起落架收放成功与否的关键机构.为了研究指型锁在正常情况下脱开、卡住时不同设计参数对其轴向力的影响,设计了指型锁脱开、卡住轴向力测试实验,同时将不同设计参数的指型锁与原型锁的脱开、卡住轴向力进行对比.实验结果表明:指型锁的长度L、外直径φ1、内直径φ2和接触角度θ对轴向力的影响较大,指型锁的瓣数和材质对轴向力的影响较小,实验结论为同类型作动筒指型锁的设计提供了参考.