复材机尾翼前缘除冰安全气囊安装

对复材机尾翼前缘除冰安全气囊安装技术要求、安装过程,除冰安全气囊的工作原理、安装过程的细节、注意事项和安装过程遇到的问题等进行简要介绍,为复材机尾翼前缘零件除冰系统的安装提供参考和借鉴。

飞机机尾翼除冰套的使用和日常维护

除冰套是飞机气动除冰系统的重要组成部件,通过周期性膨胀除去机尾翼前缘的积冰,为飞机结冰时的安全飞行提供保障。除冰套的正确使用和日常维护是保障除冰套完整性和获得良好除冰性能的前提和基础,因此除冰套的安装、操作应严格按照程序执行。同时除冰套随飞机运营还会出现各种物理性损伤和性能降低情况,需通过加强日常检查,及时发现使用损伤并采取相应的维护和修补措施,保障飞机除冰套的完整性和功能执行状态,从而为安装除冰套的其他机型提供参考。

飞机前缘缝翼精准装配技术研究

该文主要探讨飞机机翼前缘与缝翼的数字化装配精准控制技术。从飞机的装配技术难点出发,结合机翼前缘与缝翼的数字化装配技术细致分析,深入讨论装配协调的各种方法及技术手段。该文最后提出一系列数字化装配协调的实施措施。期望此研究能为提升我国在飞机部件装配协调领域的技术水平提供有益的参考。

边条翼下进气道与飞机一体化流场特性的研究

利用雷诺平均可压缩N-S方程以及可实现k-ε模型,对边条翼下进气的飞机进行了内外流场的气动耦合计算,研究分析了边条翼下进气道进口处的局部流场特性,说明了局部流场特性随攻角变化的关系,数值模拟与实验结果吻合较好。通过改变进气道的流量系数,分析飞机流场的变化,重点阐明了进气道流量系数对边条涡破碎位置的影响以及机理,即:进气道流量系数越低,涡的破碎位置就越提前,会影响飞机的气动性能。这为今后进一步研究奠定了坚实的基础。

鼓包对双立尾/三角翼立尾抖振的影响

为了研究鼓包对立尾抖振的影响,在北航的水槽和风洞中进行了在机翼头部放置了鼓包的75°后掠双立尾-三角翼的立尾抖振实验,采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验鼓包对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼机翼头部加上鼓包后,前缘涡涡核会发生弯曲和扭转,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在25°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,A1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无鼓包的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,前缘涡涡核的弯曲和扭转起到了减缓立尾抖振的作用。

大型客机机翼前缘缝翼气动及其机构一体化设计

前缘缝翼系统设计是一个涉及多目标、多学科综合的问题。针对这一复杂问题,首先解决了前缘缝翼支撑与驱动机构设计的诸多难点,然后利用CATIA二次开发技术,建立了一套气动和机构一体化设计平台,将前缘缝翼气动设计和机构设计有机地结合起来。大型客机前缘缝翼气动机构一体化设计子平台的功能是向用户提供前缘缝翼以及支撑与驱动机构设计参数的输入;然后驱动CATIA自动生成前缘缝翼起飞着陆状态的气动外形;在此基础上自动生成支撑与驱动机构零件,装配并仿真;最后通过高效的气动评估方法来评估前缘缝翼在机构引导下得到的起飞着陆性能是否满足总体设计要求。

钝化外形对旋成体气动性能的影响

为考察钝化外形对高超声速飞行器气动性能的影响,基于CFD分析,针对典型旋成体比较2种不同钝化外形(钝化半径均匀/非均匀)的气动性能.结果表明:在较小的钝化半径/高度下,由于前缘流向投影面积占整个旋成体流向投影面积比例较小,前缘气动性能对整个旋成体气动性能影响不大;但是,随着钝化半径/高度的增加,前缘气动性能对整个旋成体气动性能影响会逐渐增大.

机翼前缘后掠角对飞机RCS影响的数值模拟

为了在飞机总体设计时改善其隐身性能,对机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机的RCS特性进行了研究。使用CATIA软件,建立机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机;基于物理光学法和等效电磁流法,采用RCSAnsys软件,使用X波段雷达对飞机进行探测,雷达入射波的俯仰角在-15°、0°和15°条件下,数值模拟机翼前缘后掠角在-30°^+60°之间变化时飞机的RCS特性,并对数值模拟结果进行数理统计分析。在机翼前缘后掠角变化的条件下,飞机RCS特性数值模拟结果表明:飞机头向RCS峰值之一的方位角与机翼前缘后掠角的角度相等;飞机头向RCS算术平均值特性为直机翼大、前掠翼和后掠翼小、大后掠翼更小;飞机侧向和尾向的RCS算术平均值变化相对不大。

全尺寸复合材料垂尾前缘抗鸟撞仿真与试验

基于Pam/crash软件,建立SPH鸟体模型,仿真分析了两种工况:芳纶与玻璃钢全尺寸复合材料垂尾前缘分别在3.6 kg鸟体以114 m/s速度冲击下的动力学特性;通过模拟与试验结果的对比,验证了仿真方法有效。结果表明:在鸟体与结构接触区域以及前缘与盒段连接区域,需要划分更为精细的网格以真实模拟实际情况;芳纶及玻璃钢前缘的抗鸟撞性能与蒙皮的具体铺层信息相关。仿真及试验方法对工程设计具有实际参考价值。

前缘缝翼自适应调整装配技术研究

前缘缝翼在飞机起飞、降落过程中起到增加升力、提高性能的作用。对于缝翼装配过程中的自身偏差和装配误差,设计了一种缝翼自适应调整装配技术使缝翼加强肋与滑轨良好对接。并通过该机构的数学模型、运动仿真及实验,验证并计算了偏心衬套偏心量对前缘缝翼尾缘偏离的影响。目前,前缘缝翼自适应调整装配技术已应用到大型客机缝翼设计中。

一种飞机尾翼前缘除冰套安装方式

某型飞机平尾前缘除冰系统采用气动机械式除冰方式,在平尾前缘的防护区域敷设除冰套。平尾前缘采用双层金属蒙皮和玻璃纤维复合材料层压板密肋结构形式。通过某型机平尾前缘除冰套安装方式的改进和平尾前缘结构布置的确定,介绍了一种新型的机尾翼除冰套安装方式,平尾前缘结构形式简单,工艺性好,既能满足平尾前缘维修互换性要求,又能满足前缘除冰套安装和维护要求。

民用飞机复合材料平尾前缘抗鸟撞结构设计研究

鸟撞问题是民用飞机尾翼前缘设计的主要考虑因素。复合材料因其能有效吸收冲击能量而被逐渐应用于前缘结构。本文从材料选取、结构形式权衡、吸能设计等方面来阐述复合材料平尾复合材料前缘抗鸟撞结构设计思路。

高线轧件头部开叉的成因分析及改进措施

分析了柳钢高线轧钢生产出现的轧件头部开叉现象的成因,介绍了改进措施及其实施后的效果。

一种角误差提取相关处理的新方法

针对反射式工作的脉冲雷达在火箭飞行器一二级分离过程中不能稳定跟踪的问题,提出了角误差相关处理的新方法。该方法区别于常规脉冲雷达角度误差的提取方法,在距离前沿跟踪的基础上对角误差进行加权优化相关处理。通过模拟器跟踪试验,特别是对运载火箭一二级分离实际跟踪应用表明,该方法成功解决了雷达对火箭飞行器级间分离过程中连续、稳定跟踪的问题。

面向自适应加工的精锻叶片前后缘模型重构

针对精锻叶片前后缘数控加工在加工边界出现"台阶"等问题,提出面向自适应加工的模型重构方法。首先,根据精锻叶片的特点给出前后缘加工工艺方案。其次,根据工艺方案建立在机测量模型并进行路径规划。在此基础上,依据前后缘实际几何型面参数以及理论模型各截面前后缘圆弧圆心和半径允差,提出重构模型圆弧圆心及半径搜索算法;根据各截面的测量点拟合线、理论截面线以及搜索的圆弧圆心和半径,建立重构前后缘模型。最后,通过对比重构模型与理论模型的偏差以及数控加工试验证明该方法能够有效地减小锻造叶片叶身实际型面与前后缘在衔接处的"台阶"缺陷问题,为复合制造工艺背景下精锻叶片前后缘加工成型提供依据。

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。

涡破裂诱导的垂尾抖振气动弹性分析

通过试验方法分析了三角翼前缘分离涡与垂尾抖振之间的关系,深入研究了尾迹流动对垂尾抖振各阶模态的激励作用。计算得到了垂尾模型固有频率及各阶模态。在风洞试验中,应用激光片光烟流场显示技术,得到了三角翼模型在风速为30m/s下,各迎角的涡结构;使用加速度传感器测量了垂尾翼根和翼梢的抖振响应;使用热线风速仪测量了垂尾翼根和翼梢位置的脉动速度分量。结果表明:前缘涡破裂后产生的高湍流度的尾迹是垂尾抖振的直接原因,抖振边界与涡破裂的强度和位置有关;涡破裂后尾迹与垂尾产生共振,使得抖振加速度响应频率与垂尾固有频率一致;涡破裂后,在较小迎角下,尾迹对垂尾的高频振动模态的激励较为明显,在较大迎角下,涡破裂流动对垂尾低频振动模态的激励加强了。

某型飞机平尾前缘抗鸟撞优化设计

进行了某型飞机部分平尾前缘结构的抗鸟撞优化设计。通过有限元分析对比研究了蒙皮厚度、翼肋个数、隔板对平尾前缘抗鸟撞性能的影响。从分析结果可以看出,增加隔板的方案对结构抗鸟撞性能的提高最明显。然后,进行了增加隔板的平尾前缘结构鸟撞试验,试验结果与模拟结果吻合良好,满足结构的抗鸟撞要求。

GAW-1翼型前后缘变弯度气动性能研究

传统增升装置主要用于提高飞机起降气动性能。利用计算流体力学（CFD）的方法，引入了通用飞机翼型的前后缘变弯装置的概念，数值模拟了GAW1翼型在爬升状态时，前缘变弯装置、后缘襟翼／副翼偏转以及前后缘装置综合偏转对翼型气动特性的影响。研究表明，前缘变弯装置可以有效地改善翼型的失速特性，失速迎角提高了3°左右，最大升力系数提高了4．56％；同时提高升阻比50％～120％；但在设计升力系数下，升力系数和阻力系数都略微减小。另一方面，后缘变弯装置可以改变最大升阻比所对应的迎角，以及在小迎角时，提高升力系数6％左右。翼型综合偏转可以在小迎角时增加升力系数，在大迎角时增加升阻比。

大型民用飞机缝翼全尺寸静力试验载荷设计

研究了大型民用飞机前缘缝翼全尺寸静力试验载荷设计技术,以实现对缝翼结构安全性的考核和强度分析方法的验证。针对前缘缝翼尺寸小、曲率大、受载工况复杂的特点,提出了试验基准载荷筛选、试验实施载荷转换和试验加载方案优化的方法,形成了一套符合适航要求的试验载荷设计流程。基于最小安全裕度原则进行试验基准载荷的筛选,建立试验加载局部坐标系将气动分布载荷转换成试验集中载荷,为了准确模拟机翼大变形状态下缝翼的受载状态,对试验载荷进行斜加载。与理论载荷的对比分析结果表明了试验载荷设计的有效性,试验结果表明了所形成的载荷设计技术可以实现对前缘缝翼结构静强度的适航验证。