持续性过载条件下飞行员峡部裂腰椎的动力学响应及损伤预测

目的 在腰椎有限元模型构建及验证的基础上,对飞行员腰椎正常、L5单侧及双侧峡部裂模型动力学响应进行仿真计算和损伤预测,探究持续性飞行过载对飞行员腰椎正常及峡部裂状态下的影响。方法 基于腰椎CT图像,采用逆向工程软件和计算机辅助工程(computer-aided engineering,CAE)技术建立人体腰椎精细的三维有限元模型;利用腰椎静态与动态体外实验验证模型的有效性;开展持续性过载条件下飞行员正常腰椎及峡部裂腰椎生物力学仿真分析,并结合动态响应指数(dynamic response index,DRI)损伤评价预测方法对脊柱损伤情况进行预测分析。结果 单侧及双侧峡部裂模型的L5椎体峡部最大应力分别为105.29、126.32 MPa,明显高于正常模型;峡部裂模型的L4~5和L5~S1节段椎间盘相比正常模型更易出现过早退行性改变;结合DRI脊柱损伤预测方法,正常腰椎、L5单侧及双侧峡部裂的脊柱损伤概率分别为0.001 4%、2.26%和3.21%,峡部裂发生后脊柱损伤概率明显升高。结论 峡部裂加重了飞行过载下腰椎峡部的负荷。研究结果为制定训练方案和防具开发提供更精确的数据支撑,保证飞行安全。

热管技术在航空领域研究综述

飞行器综合热管理是发展高性能飞行器的必要手段,高效的传热装置是综合热管理的重要环节。热管因传热效率高、等温性好、重量轻、尺寸小、维护方便的特点在航空领域展现出巨大的应用前景。概述了热管技术在航空领域的应用需求和面对的特殊条件,依次分析了基于毛细力回液的热管、重力热管、旋转热管、泵驱回路的工作原理和在航空领域的应用场景及适用性,提高抗过载能力和适应飞行姿态变化是热管技术在航空领域应用的主要问题和研究重点。

基于迎角和法向过载反馈的纵向控制律设计

提出了一种基于迎角和法向过载反馈的纵向控制律设计方法,运用该方法以某型飞机为平台进行了控制律设计,并进行了飞行品质计算分析,计算结果满足相关要求。

过载下燃烧室粒子特性与绝热层烧蚀研究进展

总结和分析了国、内外对飞行过载下固体火箭发动机中出现的绝热层烧蚀问题的研究方法。详细阐述了燃烧室粒子粒度参数确定方法、过载流场数值模拟方法及地面模拟过载试验方法等方面研究进展。首次提出了获取过载下粒子分布参数的两种新途径,即基于飞行发动机的粒子收集分析法与故障位置反算分析法,给出了两种方法下的粒度分布参数;并提出了用火箭橇模拟过载下绝热层烧蚀的方法。结合某战术发动机,基于过载流场计算结果,讨论了短时间大过载与长时间中、小过载等两种典型工况对绝热层的烧蚀影响,并给出了热防护设计时应注意的问题。

飞行过载下燃烧室凝相粒子沉积特征数值研究

固体发动机燃烧室部分凝相粒子在飞行过载作用下产生沉积,严重影响发动机工作性能。通过确定燃烧室粒子参数和建立燃烧室内两相流场数值方法,获得了发动机不同轴向过载下粒子运动及沉积规律。与试验数据进行对比分析,验证了计算方法的准确性。数值结果表明,随着轴向过载增大,后封头及喷管潜入段粒子沉积质量逐渐增大。沉积粒子粒径大于凝相粒子平均值,即粒子粒径越大,越容易沉积。轴向过载增大,减小了粒子在发动机内部的驻留时间,凝相粒子平均驻留时间均大于0.13 s。

高过载条件下固体推进剂药柱结构完整性分析计算

采用有限元法对固体火箭发动机药柱在高过载条件下的应力、应变和位移场进行三维线性粘弹性分析,得出了药柱在轴向和横向过载作用下的变形结果,为高加速固体发动机药柱结构设计提供参考。

固体火箭发动机工作末期的内流场数值计算

针对固体火箭发动机(SRM)绝热结构设计中的气固两相内流场数值计算问题,基于Euler-Lagrange方法,应用SSTk-ω湍流模型和颗粒轨道模型(PTM),并用PSIC方法进行气固耦合计算,仿真研究了某型SRM工作末期复合过载条件下的三维两相内流场特性。揭示了两个典型工况下的SRM内部压强和温度场、燃气和粒子速度场、粒子沉积分布及其运动规律,重点分析了SRM不同部位的颗粒沉积浓度变化。结果表明:在复合过载条件下,颗粒沿横向过载的反方向偏移,滞后效应明显,容易撞击喷管收敛段;两种工况下的SRM内部压强、温度及速度场分布规律相近;最高粒子沉积浓度产生于SRM后封头的绝热层内壁,并形成粒子聚集流及其两侧尺度较大的低速旋涡流动现象;随着推进剂的燃面不断推移,在贴近绝热层壁面处的平均粒子沉积浓度呈升高趋势。

制导航弹半实物仿真系统误差分析与建模

制导航空炸弹半实物仿真系统中存在着各种各样的误差因素 ,该文主要研究半实物仿真系统中主要设备的静、动态误差特性 ,包括弹体姿态模拟器、四通道液压负载模拟台和线加速度模拟台 ,并建立相应的误差模型 。

飞行过载对燃烧室化学反应流场影响

为了研究飞行过载对固体火箭发动机燃烧室化学反应流场影响,以Liang模型模化铝滴燃烧,以有限化学反应速率模型模化湍流燃烧,对过载条件下发动机内流场进行了数值分析,数值结果与试验结果取得了趋势上的一致。研究表明,文中采用的数值计算方法可有效重现发动机热结构故障点;飞行过载改变了流场温度、粒子浓度、化学反应速率等参数分布;过载条件下燃烧室绝热结构表面铝滴积聚及剧烈的化学放热反应是导致其异常烧蚀的原因之一,铝滴局部积聚燃烧会导致温度场畸变;热结构设计必须与流动结构匹配。

Herbst机动飞行腰椎肌骨多体动力学分析

目的 利用多柔体动力学方法,分析Herbst机动飞行时腰椎肌肉-骨骼系统内力变化,探讨载荷下飞行员腰椎间 盘力学损伤机制。方法 基于腰椎肌肉-骨骼系统多体动力学模型,施加Herbst机动飞行产生的三轴时变过载,仿真计算3种 腰椎运动与飞行过载耦合工况,根据腰椎间盘内力、小关节接触力、肌肉及韧带应力水平,评价飞行载荷导致的力学变化。 结果 腰椎前屈与Herbst机头-足向过载耦合产生了椎间盘峰值内力最大值,这说明在过载过程中的腰椎前屈更容易损伤腰 椎椎间盘,尤以L5-S1间盘最为明显,而腰椎伸展可以明显减小下腰椎负载,过载引发椎体间相对滑移,增大腰椎间盘剪切载 荷与关节接触力,引起肌肉与韧带内力变化。结论 多体动力学方法可以仿真计算腰椎肌肉-骨骼系统应力变化,为解释飞行 中腰椎间盘疲劳损伤机理提供理论依据与数据支撑。

飞行过载及安装间隙对主安装节推力测量的影响

为了研究飞行过载和推力销安装间隙对推力测量结果的影响,根据安装节推力测量原理开展一系列推力校准试验,获得了不同过载和安装间隙下的推力校准方程。通过结果分析得出飞行过载和安装间隙对推力测量结果的影响关系和解决措施。结果表明:当飞行过载不超过2g时,安装间隙为4~6 mm,且在发动机慢车以上状态时,可以忽略飞行过载和推力销安装间隙的影响;当飞行过载超过2g时,需要根据实际的过载系数和安装间隙对主安装节推力进行修正,以获得更高精度的推力测量结果。

飞机飞行轨迹仿真系统的设计

采用运动学方程获得火控系统的飞行航迹仿真数据,解决了传输的航迹仿真所遇到的航迹不真实,运动学量不易求等问题。新的方法还可以方便和合理地引入人为机动作用所产生的飞行动作。利用我们建立的数学模型开发了飞行轨迹仿真系统的计算机软件。

基于过载上电的弹载飞行数据记录仪研究

弹载飞行数据记录仪安装在智能弹药内,测量并记录弹体的外弹道飞行位姿数据,在炮弹发射过程中要承受巨大过载。微机电系统(MEMS)惯性传感器是弹体位姿测量系统的重要组成部分,其机械结构在上电状态下难以承受高过载冲击,因此需要一种自动上电电路,保证在炮膛冲击后再给位姿测量系统供电;另外,还需要保证数据记录仪在高过载环境下稳定、可靠地运行。针对上述问题,提出了一种记录仪受过载冲击后自动给测量系统上电的方法,使MEMS惯性传感器在过载冲击过后开始工作;采用过载开关冗余设计,提高过载开关的可靠性;采用供电电源冗余设计,提高系统供电的可靠性;通过系统灌封的方式,提高了系统结构的抗过载能力。通过试验验证了过载上电、锂电池供电回路以及数据记录的可靠性,弹载飞行数据记录仪能可靠记录炮弹的位姿数据。

直升机自转飞行的最大过载系数试飞验证

为了验证直升机自转飞行的最大过载系数,首先从直升机最大过载系数理论估算模型入手,分析最大过载系数的关键影响因素;其次,通过对模拟自转下滑和俯冲拉起试飞方法的研究,确定自转情况俯冲拉起的初始试验高度、自转进入速度以及纵向重心位置;最后,提出了一种自转情况俯冲拉起试飞方法并经飞行试验验证,结果表明:该方法能够验证直升机自转飞行的最大过载能力;获取的过载系数随拉杆量、旋翼转速的变化关系曲线与理论分析吻合。这对试飞工程师和试飞员理论、驾驶技术培训具有较高的科学研究和推广应用价值。

飞机倒飞供油过程试验研究

负过载供油试验是歼击类飞机设计定型必须进行的科目之一。本文以某型飞机负过载供油系统为研究对象,开展负过载供油试飞,对负过载供油时间进行考核。试验结果分析表明,倒飞期间飞机工作正常,负过载作用时间达到型号研制要求。本文提出的试飞方法为其他型号飞机的负过载供油能力的鉴定考核提供了方法。

歼击机强度包线边界状态点试飞验证

强度包线边界状态点试飞验证是歼击飞机设计定型试飞必须进行的项目,由于飞机在此状态下很可能已接近甚至超过机动能力和使用载荷限制,因此具有风险高、难度大的特点。首先介绍了歼击机强度包线的组成及扩展试飞方法,以某型机为例,说明了强度包线边界状态点试飞中可能出现的问题;对比分析了同一试飞状态点在控制律更改先后不同试飞结果;最后对飞机强度包线边界状态点试飞及控制律更改/优化设计提出了建议。

变化风场中直升机阵风载荷分析

为精确计算直升机阵风载荷,建立了同时考虑变化风场时间导数和空间梯度的直升机非线性动力学模型.通过质心处过载系数的时域响应仿真实现直升机阵风载荷计算分析,并与工程估算公式计算结果进行对比.由于全面考虑了直升机旋翼、尾桨、机身、垂直安定面和水平安定面等部件对阵风载荷的影响,对比结果验证了该方法在小前进比前飞时具有更高的精度.分析表明垂直方向阵风载荷对直升机结构强度影响较大,且在相同前进比时阵风载荷与阵风强度呈近似线性关系,所发展的方法能够适用于直升机在不同飞行状态和变化风场中的阵风载荷分析.

基于CATIA V5二次开发的燃油系统地面模拟试验飞行剖面试验数据处理研究

直升机燃油系统飞行剖面试验是燃油系统地面模拟试验的一项重要内容,通过对飞行剖面试验技术状态分析,研究了燃油箱内的燃油量、油箱内增压泵出口压力测压点位置及整个燃油管路内燃油过载对测试结果的影响,结合CATIA V5的二次开发,探讨了一种试验数据处理方法,对试验结果进行修正,供工程应用参考。

再入机动飞行器的控制系统设计

基于再入机动飞行器机动控制特点,设计了两种反馈结构——过载反馈和姿态角反馈的姿控系统,并从输入反馈信号构成、系统回路设计、反馈系数确定及飞行弹道仿真结果等方面,对两种形式的姿控系统进行了比较。结果表明,过载反馈系统在再入机动飞行器的飞行控制中效果较好。

航班高峰期值机柜台使用合理性研究

随着民航的发展,机场航线及旅客吞吐量不断增加,对机场值机柜台使用合理性分析,能有效避免航班高峰期部分值机岛行李系统过载而其它值机岛利用率低等情况,有利于提高机场资源利用率,保障旅客正常出行。对2017年深圳机场全天航班数据进行统计,从航班数、机型及客座率等因素出发分析各值机岛航班平均人数,结合航站楼旅客到达规律,利用不同时段旅客到达概率作为权值,得出不同时间段内旅客到达分布情况,将同一时间段内旅客人数进行单位时间划分,得到不同时刻旅客到达人数分布,对同一值机岛各时刻到达人数进行整点叠加,依据值机岛行李系统每小时理论设计容量,判断值机岛柜台使用的合理性,为航班高峰期优化机场值机资源提供科学直观的决策依据。