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。

锥-柱体外形脉动压力及抖振载荷响应研究

针对锥-柱体外形,通过风洞试验研究其在亚声速、跨声速和超声速条件下的脉动压力特性,分析了均方根脉动压力系数和其功率谱随马赫数、攻角等变化规律,并给出了脉动压力的空间分布及其影响区域,由此所得到的相关规律与理论、工程经验相符合.同时,根据脉动压力特性进一步推导了抖振载荷的计算方程,计算了某模型的抖振载荷,并与定常载荷进行了比较.

一种飞机垂尾抖振载荷识别的新方法

针对抖振载荷难以直接测量的问题,提出了一种由抖振加速度响应逐点识别翼面分布抖振载荷的频域方法。根据抖振载荷空间和时间的分布特性,将抖振载荷表示成一组空间正交函数与一组时间函数的线性组合,从而把频域内的抖振载荷识别问题转化为时间函数的识别问题。通过垂尾结构的气动弹性运动方程推导出加速度响应功率谱密度与广义力功率谱密度之间的关系式,再由谱分解理论得出广义力功率密度与抖振载荷功率谱密度的关系式,最后根据空间分布函数的正交性逐点识别出时间函数。为了解决上述逐点识别过程中遇到的不适定问题,提出了一种新的正则化处理方法,并用牛顿迭代法选取最佳正则化因子。对一个垂尾模型,先用计算流体力学(CFD)仿真软件计算出垂尾模型上的抖振载荷,然后将这些抖振载荷施加在垂尾结构上,并计算出垂尾结构的抖振加速度响应,利用计算出的加速度响应识别出抖振载荷,并与计算的抖振载荷进行比较,从而验证了本文所提出的抖振载荷逐点识别方法具有很好的识别精度。

飞行试验抖振载荷统计技术

随着现代飞机使用要求的不断提高,飞机抖振问题越发突出。在借鉴F/A-18和F/A-22等飞机抖振载荷试飞的基础上,分析、归纳了抖振载荷试飞方法和测量方法,并利用功率谱密度法、统计学方法对某型运输机抖振载荷数据进行了分析研究。结果表明,这些方法在飞机抖振载荷研究方面具有较好的应用价值。

确定飞机最大抖振设计载荷的长期极值估计方法

确定飞机在抖振工况下的限制载荷是现代飞机动强度设计分析的关键步骤之一。运用次序统计和长期极值估计理论的极值Ⅰ型分布和Ⅲ型分布,在风洞试验数据基础上,分别应用最小二乘法和最大似然估计法进行极值模型的参数估计,并根据预设的重现期指标进行了某型飞机尾部结构抖振设计载荷的极值估计。探讨了极值分布概率模型、估计方法和样本数量对抖振载荷极值估计结果的影响。提出了实现准确有效极值估计的样本数量基本要求的指标,根据该指标可以确定最小振动响应采集时间,以指导测试方案和数据处理方法的制定。实例分析结果表明:极值Ⅲ型分布能够较好地估计抖振试验数据的极值(相对误差在±5%以内),且进行分布模型的参数估计时,最大似然法的精度略高于最小二乘法。对比分析的结果也表明,应用传统的3σ准则进行随机振动结构的限制载荷设计可能偏危险,不适于工程应用。

一种基于充气气囊的垂尾抖振抑制新方法研究

通过数值模拟探索了一种运用充气气囊抑制双垂尾抖振的新方法。该文方法利用充气气囊可迅速充气变形的特点,在三角翼上翼面靠近顶点沿涡核的位置设置气囊。在小迎角下气囊不凸起,从而保证机翼前缘涡的强度以产生非线性涡升力;当大迎角抖振现象较严重时,迅速对气囊充气形成凸起,该凸起通过对前缘分离涡的强度和涡空间位置的影响,减弱涡破裂对双垂尾的非定常气动载荷激励,达到抑制抖振的目的。对某三角翼双垂尾布局模型的计算结果表明:气囊可以使前缘涡的涡核弯曲、扭转,减弱了前缘涡的强度,使前缘涡破裂点位置提前,在大迎角范围可将垂尾绕翼根的弯矩值显著减小,并且减小了垂尾表面压力脉动的幅度和对应的功率谱密度的峰值。因此,该文所探索的利用充气气囊抑制抖振的方法是一种简单可靠,并且值得进一步研究的技术途径。