飞机易损性评估的基本方法研究

介绍了飞机易损性评估的基本方法,包括威胁分析、致命性部件辨识、目标几何描述、杀伤概率及易损面积计算、易损性降低措施及权衡方法。给出了碎片对部件的杀伤概率及爆炸冲击波对结构的杀伤概率计算方法。所提出的方法对于飞机生存力设计以及提高与优化战斗部的杀伤效能有指导意义。

物伞系统动力特性研究

研究了降落伞一物体系统的空间运动。假定降落伞和物体都有６个自由度，两者通过吊带连接起来。推导了物伞系统运动的非线性微分方程，运动方程中没有考虑伞绳和吊带的弹性。用所得数学模型分析了减速伞回收系统的动力特性，给出了仿真计算结果。

圣维南原理的应用及屈服面形状大小的确定

在第1部分,讨论弹性力学的圣维南原理在线弹性断裂力学中的应用,举例说明它的误用会引起很大的误差.在第2部分,讨论塑性力学中的Tresca屈服面和Mises屈服面的形状和大小,并推广到对Mohr--Coulomb屈服面和Drucker--Prager屈服面的描述,给出主应力空间中Mises屈服面和Tresca屈服面的形状和大小的三维图象,并以此更正和补充现有的弹塑性力学教材和专著.

带孔有限宽板孔边应力集中系数的修正解法

通过弹性力学方法可以得到带孔无限大(宽)板应力场的理论解,但带孔有限宽板的理论解却比较难于得到.本文从二者孔边应力分布的相似性出发,引入应力分布函数的修正系数,从而建立了带孔有限宽板孔边应力集中系数的修正解法,对于多种不同宽度的带孔板,孔边应力集中系数的修正解与有限元数值解进行了比较,误差在允许范围内,修正因子具有其工程应用合理性.

共轴双旋翼直升机扭振系统固有特性计算方法研究

区别于常规单旋翼带尾桨直升机,共轴双旋翼直升机具有独特的动力传动构型,其所构成的扭振系统特性也具有自身特点。采用模态综合法分析建立此类直升机的扭振系统动力学分析模型,通过算例对该系统扭振固有特性进行了计算和结果分析,验证了此种分析计算方法的可行性。结果表明,此方法可用于研究共轴双旋翼直升机扭振系统固有特性,同时该方法可在共轴双旋翼直升机初步工程设计阶段为旋翼及动力传动系统的设计提供一定的设计指导。

军用飞机设计方案易损性评估

在系统分析军用飞机设计方案易损性评估特点的基础上,给出了适用的易损性评估方法——加权综合评价指数法,以及评估准则和加权权重系数的确定方法。最后,给出了应用的实例。

小型无人机尾翼对称机动飞行载荷计算

在《军用飞机强度和刚度规范》指导下,结合无人机的特点,计算了小型无人机尾翼对称机动飞行载荷,同时与按《飞机强度规范》(试用本)计算的结果进行了比较。结果表明,按后一规范的计算结果偏于保守。此外还初步讨论了《飞机强度规范》(试用本)在计算小型无人机尾翼对称机动飞行载荷中的适用性问题。

带孔无限大板的应力集中问题浅析

通过有限元方法探讨单向受载带孔无限大板件孔边应力集中的问题:逐步增大模型垂直于载荷方向的尺寸模拟无限大板;在此基础上探讨孔边应力集中系数与孔的几何特征的关系,即变圆孔为椭圆,垂直于受载方向孔半轴不变,载荷方向孔半轴变化,孔边应力集中系数随曲率半径增大而减小;减小圆孔半径,最大应力集中系数随之减小,并减小到弹性力学理论值3以下。上述结果说明连续介质力学理论有其自身的局限性,应力梯度在应力场变化很大的情况下对微元体平衡分析的影响不可忽视。

破片式战斗部作用下固定翼飞机的易损性评估

为提高固定翼飞机的战斗生存能力,提出了一种飞机易损性评估的计算机仿真方法。建立了破片式战斗部作用下的飞机易损性评估模型,该模型主要包括飞机目标描述、毁伤场模型分析、弹目交汇分析、飞机关键部件分析、部件毁伤评估、毁伤树模型等内容。该模型具有以下优点:在弹目交汇过程中考虑了战斗部和目标的速度及方位的影响;在关键部件分析中考虑了部件冗余对易损性评估的影响。以上两方面使易损性评估更能反映实际情况。以此模型为基础,运用VC++开发了飞机易损性评估仿真软件(ATVASS)。并以某固定翼飞机目标为例,用ATVASS软件进行了易损性评估,得到了该飞机在破片式战斗部作用下的易损性规律及改进意见,对飞机防护和生存力的设计具有指导意义。

采用综合气弹分析方法的旋翼非定常气动载荷计算

提出一种桨叶结构、气动和惯性耦合的旋翼系统综合分析方法 ,将桨叶绕挥舞、摆振及变距铰的刚性转角作为广义坐标 ,计入了桨叶整体运动和自身中等弹性变形之间的动力学耦合效应 ,桨叶弹性变量通过有限元法进行离散 ,翼型剖面气动力采用 Leishman-Beddoes二维非定常和动态失速模型 ,由自由尾迹模型得出桨盘的非均匀入流 ,依据柔性多体系统动力学方法推导出桨叶前飞状态下的非线性周期时变动力学方程。对 Newmark隐式数值积分方法进行改进 ,用于求解旋翼桨叶的响应。以法国 SA3 49/2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据 ,验证了方法的有效性。

非概率可靠性在浮空器中的应用

浮空器属航空产品,其设计的可靠性直接影响产品的安全性。目前,浮空器产品大多是非批量生产,缺乏大样本数据,可靠性评估可利用区间非概率可靠性理论进行描述。文中论述了非概率可靠性基本理论,通过建立浮空器产品囊体结构失稳数学模型推导了囊体结构区间非概率可靠性指标的计算公式,然后以典型囊体结构件为算例,结合实验给出了囊体结构非概率可靠性指标数据曲线,对比了数值模拟和实验测算结果,得出理论值相对实测值偏保守的结论。非概率可靠性方法可反映结构在不同载荷状态下的可靠程度,对工程应用具有一定的指导作用。

全复合材料轻型飞艇吊舱的设计研究

从总体布局、材料选取、结构设计及载荷分析等方面详细阐述了全复合材料轻型飞艇吊舱的研制。飞艇吊舱是体积较大的外挂结构,从外挂受力特点出发,充分运用了复合材料夹层结构高刚度/质量比的特性,合理地进行结构设计布局,很好地解决了大尺度复合材料结构的刚度问题。通过有限元分析和静力试验对舱体结构进行静强度、刚度验证。计算及试验结果表明全复合材料轻型飞艇吊舱满足强度、刚度设计要求,结构质量比预定质量节省10%,从而可以增加有效任务载荷或减少浮囊体积。

直升机旋翼鸟撞研究现状与展望

直升机通过旋翼产生升力并实现飞行操纵,旋翼部件一旦发生失效,将会产生灾难性的后果,而鸟撞是直升机低空飞行特点下的典型事故。因此,有必要关注直升机旋翼的鸟撞动力学过程及其损伤失效行为。本研究结合适航规章和国家军用标准要求分析了直升机旋翼鸟撞的特点及研究意义,综述了近年来直升机旋翼鸟撞的试验研究,分析旋翼鸟撞的模型表征方法,总结旋翼鸟撞的数值模拟技术,并介绍了旋翼抗鸟撞优化及鸟撞预防策略,最后对直升机旋翼鸟撞研究的未来发展进行了展望,为直升机旋翼工程设计提供技术支持。

密实织物伞形状和应力计算研究

建立了充满稳定状态下密实织物伞形状和应力计算的理论模型。将充满的伞看成柔软的壳体，用力学原理建立伞绳（伞衣上径向加强带）和伞衣幅中线的力平衡方程。伞绳和伞衣处理成非线性弹性构件。考虑伞衣中线上的子午向应力，得到了一个双轴应力模型。结合伞充满状态下几何大变形的几何关系式，得到一组含６个微分方程的非线性微分方程组。从伞顶孔开始，利用伞顶处的边界条件，离散积分至伞底，校对伞底处的另一边界条件，如不满足再从伞顶开始进行迭代，直至满足伞底边处的边界条件。由此编成进行非线性迭代数值求解程序ＣＳＬＡＰ。选用一具典型的平面圆形伞进行了验证。

机载综合射频系统机架结构设计与分析

随着航空电子技术的发展,先进的综合射频机架已经成为新一代战斗机的重要组成部分。为解决机载综合射频系统机架的热设计、隔振设计和电磁兼容性等难题,本文提出了机架的结构设计流程。以某型机架为例,采用自顶而下的设计方法,先确定结构形式和液冷分流方式,再对冷板流道和隔振形式进行了优化,最后设计背板结构。采用理论计算、仿真分析与试验相结合的方法验证了机架结构设计方案的合理性,满足系统指标要求。该设计过程可为相关产品结构设计和分析提供有益借鉴,并可在其基础上建立规范化的设计过程。

某型飞机客舱地板振源识别与分析

飞机在飞行过程中常受到复杂的外载激励,这会引起客舱地板的较大振动。为了满足现代飞机的舒适性要求,应采取相应减振措施,其首要任务就是进行振源识别。本文重点针对某型飞机实际航线的振动加速度数据,分别结合时域分析、时频分析及频域相干性分析等,综合研究了飞机客舱地板与起落架舱上方气密地板、起落架舱后端框及发动机等部位测点振动加速度的频谱特性,通过多重对比分析,明确了客舱地板的振动加速度呈宽频叠加窄带的分布,识别出气密地板是引起该型飞行客舱地板振动较大的最主要振源,为研究其振动较大的原因提供了一套高效的分析方法。

非包容转子爆破对飞机增压舱释压率的计算方法研究

飞机增压舱在高空受非包容转子碎片撞击受损后,会出现高空释压的问题,客舱内的压力会迅速减小。飞机增压舱发生破损后,飞机结构能够承受的载荷将发生变化,若要以最大速度下降可能会发生机体结构二次破坏的危险。因此,本文通过理论计算得出不同等效泄漏面积的释压率;根据不同的释压率,计算得出飞机紧急下降的安全速率。

火箭贮箱焊缝连接处应力及变形分析

对常见的铝合金薄壁贮箱焊缝连接处结构形式进行对比分析计算，比较了椭球底和三心底对箱筒段和底部连接处焊缝的影响及箱筒段上焊缝处加厚区内外偏置的影响。结果表明：对于箱筒段和底部连接的焊缝，采用椭球底形式焊缝处的轴向应力要小，应力梯度变化也小；对于箱筒段上的轴向焊缝，当焊缝处加厚区采用内偏置时，其径向位移比薄区大，即焊缝处产生向外凸出的变形模式，采用外偏置时，焊缝处产生内凹的变形模式：当箱筒段上的焊缝处加厚区采用中面偏置时．附加弯矩较小．变形较为协调．可以减小应力集中．

织物材料开口结构补强方法研究

对织物材料开口补强结构进行了试验分析研究,以开口处使用帆布扣连接的结构为基础,进行了直接加金属片、金属片胶接、金属片铆接3种补强结构的试验,并与未补强结构进行比较。试验结果表明直接加金属片不能提高结构强度,胶接金属片可提高强度28.5%,铆接金属片可提高强度73.1%。通过对相关数据及生产工艺上差别的分析,最终为类似开口结构补强设计的选择提供理论依据。

金属薄板材料冲击性能研究进展

金属薄板材料已广泛应用于航空、航天、汽车和船舶等工程结构的生产和制造,对于金属薄板材料冲击性能的研究也受到了国内外学者和工程界的高度关注。本文综述了近年来金属薄板材料冲击性能的试验研究,分析了金属薄板材料冲击性能的表征方法,归纳了金属薄板材料冲击性能的有限元仿真技术,明确了研究中尚未解决的问题,需要进一步探索。