直升机双层平尾构型气动特性分析

为分析双层平尾气动特性,采用CFD方法建立了直升机平尾计算模型,获得了低速前飞和机身大迎角状态不同构型平尾的气动特性,分析了单层和双层平尾构型的气动特性和流场特点,研究了双层平尾对低速前飞状态和大迎角状态的纵向静稳定性改善作用机理。结果表明:双层平尾构型通过抑制旋翼/平尾干扰改善低速前飞状态下的直升机俯仰力矩突增问题,前进比为0.05时,双层平尾俯仰力矩比单层平尾减小56.8%;双层平尾的失速迎角和最大俯仰力矩增大,从而增强直升机大迎角状态的纵向静稳定性,迎角20°时,双层平尾俯仰力矩比单层平尾增大60.1%。

民用飞机高平尾侧向载荷传递结构有限元建模及仿真分析

民用飞机高平尾结构的平尾置于垂尾上方,平尾与垂尾都承受侧向载荷。为研究平尾的侧向载荷如何传到垂尾,提出一套关于高平尾侧向载荷传递结构的优化设计、有限元建模、仿真分析(涉及linear gap接触设置)的完整方法。该方法已成功应用于某型号民用飞机的研制,可推广到类似飞机结构的设计中。

高平尾布局民用飞机平尾非对称载荷研究

民用飞机高平尾布局可减小平尾处的下洗与速度阻滞,具有更高的平尾效率,同时高平尾的非对称载荷会构成垂尾载荷的严重情况。提出高平尾飞机侧滑工况下平尾升力的理论计算公式,得到了平尾升力随侧滑角变化的计算方程。然后,采用CFD方法对非对称侧滑来流下的高平尾载荷进行了仿真分析,验证了所提出计算公式的正确性。进一步结合理论计算方程和全机CFD流场仿真结果,确定了不同变量对高平尾非对称载荷的影响程度,可为高平尾飞机的非对称载荷设计提供设计依据。

飞机平尾虚拟仿真装配系统研究

为了改善Delmia等软件进行仿真装配沉浸式欠缺的体验感,将虚拟装配技术用于飞机制造过程,本研究基于虚拟仿真装配流程,采用3Ds Max建立生产现场装配仿真系统的零部件模型数据库,使用多场景建模方法和C#语言编写程序脚本,基于Unity引擎开发集成仿真装配训练功能,并通过虚拟交互设备实现装配场景还原和装配人机交互,利用Web开发技术实现用户在线交互访问。该虚拟仿真系统实现了高度仿真下的装配实训教学突破,为虚拟仿真技术助力飞机装配教育领域的发展提供了有力的实例。

基于流场显示技术的冰污染平尾失速试飞技术

飞机结冰后的平尾失速(冰污染平尾失速)问题严重威胁着飞行安全。为深入研究飞机结冰后的平尾失速敏感性、建立优化的试飞状态矩阵,国内首次将流场显示技术应用于某型飞机带模拟冰型条件下的平尾失速敏感性验证试飞中。基于试飞中的流场特性和载荷响应,研究了试验飞机的平尾失速特性及失速裕度,对比分析了不同冰型、不同襟翼偏度、不同重心状态下飞机的平尾失速特性,建立了优化的试飞状态矩阵。结果表明:利用流场显示技术可以直观、有效地判断飞机结冰后的平尾失速敏感性以及临界试飞状态,对飞机气动设计的优化及试飞效率的提高具有重要意义。

全动平尾颤振关键设计因素研究

全动平尾颤振设计是战斗机设计中的重要环节,全动平尾的颤振包线直接决定飞机的飞行包线。建立了适用于结构动力学及颤振分析的全动平尾仿真模型,针对全动平尾气动布局与结构布局,通过仿真分析,提炼了全动平尾颤振关键设计因素,包括前缘后掠角、气动力面积分布、尾梁支承刚度、大轴刚度、大轴位置、作动系统刚度、翼面质量分布等,利用数值仿真计算,获得不同设计因素与平尾颤振速度之间的关系,指出各因素对于提高平尾颤振速度的设计趋势以及对结构重量的利弊。通过缩比模型的风洞试验验证了各参数对平尾颤振影响的正确性,综合数值计算与缩比模型的风洞试验总结出的全动平尾颤振关键设计因素可为飞机平尾总体布局设计提供参考。

复合材料平尾盒段校准载荷加载技术研究

某型飞机复合材料平尾盒段载荷校准试验校准载荷远小于试验加载装置的载荷输出能力,严重影响试验安全及加载精度。针对该问题首先分析了加载装置载荷输出能力和加载精度影响因素,并提出限制加载装置载荷输出能力及提高加载精度的方法;基于复合材料平尾盒段载荷量级较小的特点,形成了一种基于小量级校准载荷的加载技术,通过在地面调试台架对该项技术进行验证,最后该项技术成功应用于某型飞机复合材料平尾盒段载荷校准试验,也可为其他类似问题的试验加载提供参考。

复合材料水平尾翼的后梁铺层优化研究

为有效降低水平尾翼的重量,合理布置铺层方式,提高复合材料的利用效率,以某型复合材料水平尾翼为研究对象,借助专业分析软件Patran&Nastran建立了水平尾翼的有限元模型,校核了水平尾翼的静强度。设计制造了水平尾翼主承力结构试验件和试验夹具,并完成试验验证,试验结果表明二者应力分布基本一致,说明有限元模型是合理的。水平尾翼承受最大过载时,主承力件后梁最大应力远远小于材料许用值,以铺层厚度为设计变量,材料应力极限为约束对后梁铺层进行优化设计。结果表明:优化后的结构重量减轻了15.75%,且强度性能满足要求。

基于T型平尾结构的抖振载荷测量技术研究

抖振载荷是飞机在进行高速、大机动飞行过程中经常遇到的一种载荷形式。针对T型平尾布局飞机,充分考虑结构的传力形式,采用应变法进行抖振载荷测量。基于抖振载荷特殊性,在工况设计时充分考虑了非对称载荷工况,建立的非对称载荷方程相比对称载荷方程精度有所提高,通过飞行试验分别计算了飞机在进行水平失速与30°转弯失速过程中结构抖振载荷,平尾根部最大剪力达到结构限制载荷的76.1%,弯矩达到限制载荷的61.6%,中央翼盒滚转力矩达到限制载荷的13.26%,获取的载荷数据不仅保证了飞机在进行大机动飞行科目时的飞行安全,同时为飞机结构设计提供了数据支持,此种方法同样满足于其他类似结构抖振载荷测量。

某直升机平尾安装角接头断裂分析

平尾是直升机的主要部件,其作用是产生气动力,平衡主旋翼的升力对飞机重心的力矩,保持直升机的平衡和俯仰方向的稳定性。图1为某直升机平尾安装位置和安装形式示意图,平尾通过撑杆、管梁和平尾安装角接头连接在斜梁上。

飞机平尾偏转对大迎角动态气动特性的影响

给出了 BJ-1背景机有不同平尾偏角时静态和大振幅俯仰振荡情况下的气动特性。根据风洞实验结果 ,采用基于三角剖分数据库建模的方法 ,计算了任意平尾偏角和任意振动频率时的背景机动态气动特性 ,与实验结果比较表明 ,提出的有平尾偏角的建模方法能提供任意舵偏时的全机气动特性。在非定常建模的基础上 ,采用动导数仿真 ,分析了不同平尾偏角时的动导数 ,结果表明 ,水平尾翼偏角主要对零动态阻尼所对应迎角有较大影响 ,随着舵偏角的增大 。

低平尾运输类飞机平尾失速特性及试飞技术研究

针对国内低平尾运输类飞机多次发生平尾失速事故的问题,根据某型上单翼、低平尾运输机气动力模型,深入研究了襟翼构型、飞机速度、推杆机动、结冰等对飞机平尾失速的影响,总结了此类飞机平尾失速试飞目的及方法,并从试验方案设计及测试改装两方面出发,提出了降低试验风险的措施,能够为平尾失速试飞的顺利开展提供强有力的技术支持。

应力集中和表面完整性对平尾大轴抗疲劳性能的影响

某型飞机平尾轴在进行台架试验时发生断裂,失效分析表明,该轴的断裂性质为疲劳断裂,裂纹起源于大轴筒体内腔变截面过渡圆弧根部的加工刀痕谷底。通过对大轴进行扫描电镜观察分析,发现使用过的旧大轴内表面存在10～16μm厚的'疏松'层,疏松层内有较多的疲劳微裂纹和孔洞,该'疏松'层是大轴服役中氧化腐蚀和疲劳损伤所形成的。'疏松'层的存在破坏了大轴的表面完整性,降低了大轴材料的抗疲劳性能。有限元建模分析表明,变截面台阶造成的结构应力集中和粗糙加工刀痕形成的附加应力集中是造成大轴疲劳断裂的力学因素,两种应力集中因素的联合作用降低了大轴的疲劳寿命,导致大轴在变截面过渡圆弧根部的加工刀痕谷底萌生疲劳裂纹。综合分析表明,大轴内表面'疏松'层的存在以及变截面台阶造成的结构应力集中和粗糙加工刀痕形成的附加应力集中是大轴发生疲劳断裂的主要原因。

民用飞机平尾前缘鸟撞数值分析及试验验证

用电子液压拉伸试验机与分离式霍普金森拉杆(SHTB)装置进行2024-T3、7075-T6铝合金材料不同应变率的拉伸试验,拟合出反映两种材料应变率强化效应的Johnson-Cook本构方程。通过SHTB动态拉伸试验获得7种铆钉的极限拉伸、剪切载荷。基于瞬态动力学软件PAM-CRASH,利用元件级材料试验获得铝合金本构方程及连接件动态失效参数,耦合光滑粒子流体动力学(SPH)方法与有限元方法建立民机平尾前缘鸟撞数值模型进行试验并验证数值计算结果。计算、试验结果的一致性表明,所建鸟撞数值计算模型合理、可靠。整个积木式试验、分析流程可为民机结构抗鸟撞设计提供有力参考。

基于Lamb波的平尾大轴裂纹扩展监测

平尾大轴作为在役飞机的主承力构件,其轴内变厚度截面处存在应力集中现象,是疲劳断裂高发的关键部位。针对平尾大轴变截面处裂纹损伤,研究其基于主动Lamb波的裂纹深度在线监测方法。首先,通过线切割制造真实损伤,对压电传感器采集的监测信号进行Shannon连续复数小波变换,去噪提取Lamb波信号;其次,重点研究了不同模式Lamb波的4种损伤因子对大轴裂纹深度的表征能力,结果表明,基于A_0模式的互相关损伤因子对裂纹深度的表征效果最佳;最后,利用A_0模式的互相关损伤因子实现了平尾大轴裂纹萌生及裂纹尺寸的定量化监测,为平尾大轴的在线监测提供了方法基础。

飞机平尾升降舵接头耳片承载能力分析与试验

为给飞机平尾升降舵接头耳片极限承载能力试验提供参考依据,指导试验方案设计,采用非线性有限元法,将运动约束和节点力作为边界条件直接施加在产生接触的节点上,将加载棒作为刚体,将耳片作为变形体,运用MSC Patran和MSC Marc分析某飞机平尾升降舵铰链接头耳片在轴向0°,斜向45°和横向90°3个方向的承载能力,并给出对应的极限承载能力和应力分布情况,用于指导试验加载方案和应变片布置.通过接头耳片有限元计算得到的载荷—位移曲线与试验曲线大致吻合,预测出的试件破坏最大应力值和最易破坏部位与试验结果也相符合.

平尾模型模态局部化及频率曲线转向研究

研究了飞机平尾结构模型存在失调时的振动模态局部化及频率曲线转向现象．运用常规摄动理论分析了两现象的产生机理及规律，提出了一个判断准则。计算实例验证了分析所得的结论。

降雨对良山太平尾矿坝稳定性影响分析

为研究降雨对良山太平尾矿坝稳定性的影响,借助Geostudio的SEEP/W模块建立了坝坡渗流场模型,在设置岩土体力学参数、渗流参数后,分别以10年、25年、50年和100年一遇的降雨强度作为工况点,进行不同强度降雨条件下坝坡稳定性分析,并获取了降雨强度、降雨持续时间与坝坡稳定性的关系曲线.结果表明:随着降雨持续延长,坝坡安全系数降低,在坝脚处渗流集聚,易造成局部失稳;针对不同的降雨强度,均可参照关系曲线,对尾矿库的运行状态进行安全预测和警戒,工程意义深远.

矢量喷流下平尾偏转对飞机气动性能的影响

通过系列参数试验 ,研究有、无矢量喷流作用下飞机平尾偏转对飞机气动特性、操纵特性以及飞机绕流 矢量喷流之间干扰特性的影响 .实验结果表明 :在亚音速中小迎角下 ,有、无矢量喷流时平尾偏转并不影响飞机的纵向静稳定性 ,只是改变飞机的零升力矩系数mz0 和零升力迎角α0 ,但平尾偏转可以较大幅度地改善前体机翼的绕流形态 ,减缓机翼涡及边条涡的破裂 .此外当飞机处于失速状态时 ,矢量喷流对于涡破裂失速流动表现出强烈的干扰作用 ,对飞机的气动特性产生了较大的影响 ,其干扰区域不仅局限于飞机后体 ,而且还延伸至前机体 ,该有利气动干扰量可以达到飞机气动力的 1 0

飞机平尾偏角引动量的自动检测

根据飞机纵向操纵系统工作原理和纵向平飞操纵原理 ,推导了平衡速度与平尾偏角的关系式 ,分析了操纵杆力、平衡速度、平尾偏角的相互关系及平衡速度的调整原理。结合平尾偏角检测现状 ,提出了一种利用机械臂自动检测飞机平尾偏角的方法 ,成功研制了平尾偏角自动检测仪 ,并用于平衡速度的调整。反复检测表明 :该检测仪可取代目前广泛使用的人工检测方法 ,提高了飞机维修保障能力 。