Multi-Domain Parallel Computing for Strength Analysis of Whole Aircraft Model

In the Windows XP 64 bit operating system environment, several common PC were used to build a cluster system, establishing the distributed memory parallel (DMP) computing system. A finite element model of whole aircraft with about 260 million degrees of freedom (DOF) was developed using three-node and four-node thin shell element and two-node beam element. With the large commercial finite element software MSC.MARC and employing two kinds of domain decomposition method (DDM) respectively, realized the parallel solving for the static strength analysis of the whole aircraft model, which offered a high cost-effective solution for solving large-scale and complex finite element models.

小模数航空锥齿轮全工序法铣齿印痕模拟研究

针对小模数航空螺旋锥齿轮全工序铣齿技术应用展开研究,采用KIMOS软件对齿轮印痕进行仿真,调整齿轮印痕,生成调整卡,采用国产机床加工,并参照测量结果进行大轮反调。加工后,通过验证实现小模数航空齿轮的全工序铣齿,取代五刀法,保证齿轮加工精度的同时提高加工效率。

大型水陆两栖飞机全机静力试验载荷工况筛选研究

研究了大型水陆两栖飞机全机静力试验载荷工况筛选。结合设计载荷情况和载荷工况池,提出了大型水陆两栖飞机全机静力试验载荷工况筛选指导原则。按照静力试验考核范围,基于部件严重受载情况分析、内力包线和静强度裕度对比,提出了全机工况和部件工况的筛选思路和方法。以大型水陆两栖飞机稳定俯仰2.5 g工况和发动机支架及其连接结构静力试验为例,对全机和部件工况筛选过程进行了说明。研究结果表明,通过载荷工况筛选后,可以给出大型水陆两栖飞机全机静力试验载荷工况集,满足工程验证试验的目的和要求,提高全机静力试验效率,加快型号研制进度。该研究可为其他大型飞机全机静力试验的设计和实施提供参考。

粤港澳大湾区城市空中交通高质量发展的探索及其研究

粤港澳大湾区交通体系建设在区域发展中起着决定性作用,在着力发展铁路、公路、海运、河运和传统运输航空的同时,如何针对区域需求发展更高质量的交通方式是区域交通整体筹划的题中之义。电动垂直起降(EVTOL)是航空器制造业领域一场重大技术革命,它使城市空中交通(Urban Air Mobility,UAM)从梦想走向现实。长期以来,城市空中交通以直升机为主,但出于成本高、噪声大、污染重和对环境要求高等原因,其发展规模非常小,没有受到人们关注。近年来EVTOL技术快速发展,万亿“蓝海”赛道雏形日益清晰,各国竞争开始加剧。粤港澳大湾区具有天然发展UAM的基础、条件和环境,发展的成效对湾区整体水平又有重要价值。面对这一全新课题,本文从必要性、可行性出发,研究其价值所在,提出发展思路和路径,对存在的问题进行简要剖析并给出解决对策,期望对UAM的发展有所帮助。

大型飞机多维度数字样机体系构建技术研究

为保证大型飞机多维度的高效率、高质量研制,在大型飞机已形成的以单体、单点架构支撑详细设计阶段为主的研发体系基础上,构建多维度数字样机研发体系。该体系使传统的串行、后期验证、试验驱动的研发过程,转变为并行、持续优化、仿真驱动的数字样机研发过程;使型号数据在飞机需求→设计→制造→服务等全生命周期流动、共享,实施面向“全机、全周期、全研制链”的数字样机,满足大型飞机“研、试、用、改”并行走的复杂业务场景需求,推进飞机数字化研发模式变革。

某全机跨声速颤振模型颤振特性仿真与试验验证

针对某全机结构相似跨声速颤振模型,进行了有限元(FEM)模型结构模态分析和偶极子网格法(DLM)法颤振计算以及CFD方法的跨声速颤振特性仿真。在FL-26风洞中完成了跨声速颤振风洞试验。通过试验结果与仿真结果的相关性分析,验证了一种全机复杂耦合的颤振形式。通过对基于N-S方程的跨声速颤振仿真程序进行评估与验证,证实在飞机非定常CFD仿真上取得了进展并且具有足够的精度。综合CFD仿真与跨声速颤振风洞试验,可以对全机复杂耦合的颤振特性进行工程颤振设计。

静不安定飞机缩比模型跨声速颤振试验技术

全机缩比模型跨声速颤振试验是飞行器气弹设计验证工作的重要环节,借助该试验可研究跨声速区空气压缩性效应,并有效获得飞行器的跨声速颤振边界。通过总结、梳理多次部件级跨声速颤振试验研究经验,并基于某型翼身模态高度耦合的静不安定飞机全模试验研究,较全面地阐述了目前全模跨声速颤振模型设计、地面试验及风洞试验技术,可供工程应用借鉴。

飞机结构强度试验扣重技术研究

飞机结构强度试验扣重技术用于解决全机试验中飞机自重及试验设备重量对试验件真实受载产生影响的问题,本文研究了扣重技术的全机扣重系数计算及相关实施方法,提出的部件修正系数法可有效表征不同部件间附加重量在扣重中占比的差异,而随动扣重方法可提高试验件受载变形时的扣重精度。

融入军用飞机研制设计流程的计量保证技术研究

为保障自主研制军用飞机技战指标及其配套产品关键性能参数单位统一、量值准确可靠,在完成基于量值溯源体系的传统计量保证工作的基础上,应推动计量需求融入设计流程。型号计量保证应在方案设计阶段做好顶层设计和规划,紧密把握各研制阶段特点和工作重点匹配计量资源。实现计量保证工作全面融入到研制全过程中具体实施,建立与研制工作同步的计量保障能力。

国家级空管实验教学示范中心的建设与实践

空管实验教学中心以国家级实验教学示范中心建设为契机,构建了逐级加强的多层次实验平台,加强中心教师工程实践能力的培养,以地-空数据链为基础,通过解析实时ADS-B报文作为数据来源进行飞行数据安全性分析、管制模拟训练及全维度飞行态势展示。搭建了塔台、进近、区域管制联合运行的全流程实验平台,通过基础技能型实验、研究分析型实验以及综合探索型实验提高了团队的工程实践能力及创新创业能力。

某型飞机全尺寸雷达罩静强度分析与试验验证

目的考核某型飞机全尺寸雷达罩的静强度,验证其计算模型的准确性。方法采用有限元计算和静力试验相结合的方法,对某型飞机全尺寸雷达罩的承载能力进行研究与试验验证。根据雷达罩的结构特点和载荷分布情况建立有限元计算模型,进行应力应变计算与强度校核,得到了雷达罩的应力应变云图。在此基础上,选用最严重载荷工况对雷达罩的承载能力进行试验验证。通过试验总体方案设计及加载实施方案优化设计,采用矢量加载技术和软硬结合的加载方式对雷达罩施加拉压载荷,保证各加载点的载荷均与所在表面的法向相同,与雷达罩实际受载情况一致。结果雷达罩的应力水平较低,承载能力较高;试验实测应力结果与理论计算结果有偏差,但应力分布规律合理,与理论分析计算结果的趋势基本一致;静力试验结果证明雷达罩及其与机身连接结构能够满足静强度设计要求。结论雷达罩静力试验测得的应变数据与有限元计算结果吻合较好,雷达罩本体及其与机身的连接结构满足强度设计要求。

整体传递矩阵法求解双转子系统临界转速的改进

在深入研究现有传统整体传递矩阵算法的基础上,提出了一种改进的整体矩阵方法。该方法有效避免了传统算法中各子结构单元数目相同且需逻辑对齐的要求,不须人为添加虚段或仅在固定位置添加1个或2个虚段,非常有利于编写通用化程序。算例计算表明了该方法的有效性和准确性。

全机有限元模型修正及验证方法研究

有限元分析现已成为飞行器设计的重要工具,若要提高有限元仿真的准确性,需要对有限元模型进行必要的修正。以某型直升机全机静力试验有限元模型为研究对象,基于静力试验实测的应变值,进行变量参敏度分析和模型优化,针对全机试验测点多、模型自由度大的特点,提出适用于验证全机模型的相关性算法;基于该算法,应用某一工况下的试验结果,对全机有限元模型的部分参数进行修正,得到与试验结果符合较好的模型参数结果;应用其他工况的结果对修正后的模型进行验证,结果表明:其他工况下修正后模型的计算结果与试验值也很接近,证明了该相关性算法和全机模型修正及验证方法的可行性和有效性。

全机模型静强度分析的多区域并行计算

在Windows XP 64位操作系统环境下,利用若干普通PC机搭建了机群系统,实现了分布内存式并行(DMP)计算。采用3节点和4节点薄壳单元和2节点梁单元建立了约260万自由度(DOF)的全机有限元模型。采用封装的METIS区域分解方法(DDM),并利用大型通用有限元软件MSC.Marc,实现了全机静强度模型的并行求解,为大型复杂有限元模型的求解提供了一种高性价比的解决方案。

基于滑移网格的倾转旋翼机全机干扰流场研究

为了对倾转旋翼机全机干扰规律及机理进行研究,对某倾转旋翼机的孤立机身流场特性、悬停及巡航状态下全机干扰流场特性进行模拟分析。首先,分别生成围绕机身和旋翼桨叶的贴体网格,然后通过网格搭接得到全机干扰流场计算网格;基于滑移网格方法,建立一套适用于倾转旋翼机全机气动干扰特性分析的数值方法,并以有试验结果对比的ROBIN机身进行了算例验证;采用建立的数值模拟方法对倾转旋翼机的孤立机身流场、悬停及巡航状态下全机干扰流场进行细致的模拟,重点分析了旋翼/机身间的气动干扰特性。研究发现,悬停时,倾转旋翼机会出现特有的"喷泉效应"现象,并导致机翼出现周期性下洗载荷,下洗载荷平均值约为旋翼总拉力的12.19%。巡航时,旋翼桨尖涡会向后脱落与机翼相互作用,导致倾转旋翼机机身阻力出现周期性变化,同时机身阻力平均值也有所增加。

飞机客舱内不同计权方式下振动指标对比研究

通过某型客机飞行测试,获取滑跑、起飞、爬升、巡航、下降、着陆和滑行等7种典型状态下的振动环境,分析加速度对人体的影响,对比研究了用BS 6841(1987),ISO 2631(1997)以及优化后的频率计权方式作为表征全身振动的加速度均方根值(r.m.s.)和振动剂量值(VDV)的方法。结果表明,根据不同标准提供的不同计权方式对全身振动加速度进行计算,总体上ISO 2631(1997)计算结果大于BS 6841(1987),改良后的计权大于ISO 2631(1997)。改良后的计权对滑跑和滑行状态下的全身振动影响较小;在起飞、爬升、下降、着陆过程中,对中排座椅的影响较大,其加速度平均增加率为25%;在巡航状态,改良后的计权对中排座椅加速度的放大作用达到最大,为95.3%。

基于镍氢电容电池的电动飞机牵引车

新型的镍氢电容电池能够实现大电流充放电,基于这一特性,开发了一款以镍氢电容电池为能源的电动飞机牵引车。相较于应用铅酸电池的电动飞机牵引车,本车在很大程度上缩短了所需的充电时间。介绍了新研制的电动飞机牵引车的结构和原理,验证了所用镍氢电容电池的充电特性,并通过试验验证了该车性能。

民用飞机健康状态评估方法

飞机健康状态评估技术能够为飞机的健康状态提供量化评价的方法和手段,通过给出量化的飞机健康指数值,可以为后续的飞机维修提决策提供必要的技术基础;在分析了健康状态评估的技术现状的基础上,对飞机整机级的健康状态评估方法进行了研究,提出了健康状态评估技术方案,并对波音AHM系统健康指数模型进行了研究;提出的民用飞机健康状态评估方法,实现了从传统的对故障的状态识别转移至对性能退化程度的检测和量化描述,其应用可以为航空公司安排飞机运营提供参考,并为合理安排计划维修提供决策支持。

某型飞机机翼下壁板整体油箱端5肋结构选型疲劳寿命研究

目的研究某型飞机机翼下壁板整体油箱端5肋结构的选型疲劳寿命。方法在结构选型设计时初步确定长桁连续和长桁断开两种结构形式的基础上,采用静力试验与疲劳试验方法对这两种结构模拟件进行对比试验验证。结果两种结构模拟件的静破坏载荷分别为588.20 k N和587.97 k N,与设计预计破坏载荷(590k N)高度一致。在相同的等幅载荷谱下,长桁连续结构的中值疲劳寿命和95%置信度与95%可靠度下的疲劳寿命分别约为长桁断开结构的1.7倍和4倍。长桁连续结构的疲劳分散性明显小于长桁断开结构。长桁连续结构的疲劳断口主要呈现脆性穿晶疲劳断裂特征;而长桁断开疲劳断口则呈现出韧窝型断裂和解理断裂的混合型穿晶疲劳断裂特征。疲劳断口微观形貌表明,长桁断开结构在疲劳过程中产生了塑性变形,这就从微观机理上解释了长桁连续结构的疲劳性能优于长桁断开结构的原因。结论在结构质量相近的情况下,长桁连续结构明显优于长桁断开结构。

整机全姿态自动变位柔性翻转工装研究

为满足飞机制造过程中整机全姿态的补铆、涂胶等装配工作需求,需对整机执行全姿态翻转。传统翻转工装存在翻转精度差、控制系统自动化程度不高、工装复用性低等缺点。因此,基于整机全姿态翻转工序,研究并实现一种整机全姿态柔性翻转工装。以分体式龙门结构,通用固持接头及自动变位控制系统实现对飞机整机的360°柔性翻转。通过调整分体龙门架的位置,适应不同尺寸的飞机产品,利用过渡工装与通用固持接头实现整机机体在翻转装置上的柔性夹持。利用自动变位控制系统进行翻转定位,确保整机翻转精度及可靠性。该工装可满足不同机型产品的整机装配工作,相较于传统工装可有效减少工装制造成本,提升工装的翻转精度、操作空间开敞性及工装通用性。