一种自适应双腔缓冲器动力特性研究

建立了一种基于弹簧自适应控制油孔面积的双气腔双油腔缓冲器动力学模型和分析方法,同时也建立了一种三维摇臂式起落架着陆动力学模型.对某型号飞机起落架着陆缓冲性能进行了计算分析,并进行了落震试验验证,结果证明了本文建立的动力学模型和分析方法是正确的,并已成功地应用于工程.     

起落架结构参数对飞机机轮摆振的影响

建立了飞机机轮摆振运动方程,详细研究了起落架三个重要结构参数;稳定距、支柱刚度和减摆器传动系统扭转刚度对飞机机轮摆振的影响,考虑了各参数之间的耦合作用,严格区分“轮胎型”摆振和“结构型”摆振,并分别予以研究,所得结论为新机防摆设计和现役飞机防摆维护提供了理论依据。     

飞机着陆下沉速度最大值的确定方法

飞机着陆下沉速度是起落架设计和飞机设计定型试飞的起落架强度检查中的最主要的参数之一.本文按军用飞机强度和刚度规范中规定的要求,通过对皮尔逊Ⅲ型概率密度分布函数的推导,完成了在不同偏态系数Cs下的离均系数Φp和超越概率P的对应数值编程计算,并得到了相应的计算结果.据此可以确定各类飞机在各种着陆类型下的着陆下沉速度的最大值.这对飞机的设计研究提供指导.     

基于ALE方法的飞机水面降落过程

为了研究飞机水面降落过程中的动态响应规律,采用arbitrary Lagrangian-Eulerian(ALE)方法开展了飞机水面降落的动力学分析。研究了飞机水面降落过程的速度变化规律,结果表明,降落速度和飞行速度在飞机入水的初始阶段变化较快,随后变化幅度趋于平缓。分析了不同降落速度、飞行速度和降落仰角下的机身结构响应,得到了飞机水面降落时结构响应随时间的变化规律。机身结构应力在入水的初始阶段达到最大值,随后迅速下降,最后保持稳定。飞机结构的最大变形也出现在入水的初始阶段,随后迅速回复到初始状态。对比了降落速度、飞行速度和降落仰角对飞机结构响应的影响程度,结果表明降落速度对结构响应的影响程度最大,降落仰角次之,飞行速度的影响最小。 更多还原     

负刚度时滞反馈控制动力吸振器的等峰优化

相比于传统动力吸振器, 负刚度动力吸振器同时具有更好的减振能力和更宽的有效减振频带宽度, 为了进一步降低共振峰幅值, 在负刚度吸振器系统耦合时滞反馈控制. 对负刚度时滞反馈控制动力吸振器系统进行等峰优化设计, 优化设计的准则是:第一和第二共振峰的峰值相等; 同时兼顾两个目标, 一个目标是在优化时的最大共振峰幅值小于被动负刚度吸振器系统的反共振峰幅值, 另一目标是在优化时共振峰幅值与反共振峰幅值差小于被动吸振器系统. 接着, 通过设计和调节负刚度系数、吸振器阻尼系数和时滞反馈控制系数对控制系统进行等峰优化设计. 最后, 在降低幅值的同时, 分析结构参数对有效减振频带宽度的影响. 经过等峰优化之后, 选择本文的一组结构参数与两个典型的模型进行对比. 为了定量比较不同模型的降幅效果, 定义了减幅百分比, 研究发现在有效减振频带区间内减幅百分比超过40%以上. 结果表明, 通过等峰优化准则对结构参数进行优化设计和调节增益系数和时滞量, 共振峰幅值的减幅百分比也近似达到40%, 也可以调节增益系数和时滞量, 使得幅频响应曲线具有较宽的有效减振频带和较低的共振峰幅值与反共振峰幅值的差值.      

飞机起落架着陆撞击动力分析

根据现有沿－气式缓冲器结构形式,针对模拟起落架着陆撞击过程的落 震试验模型,考虑起落架航向刚度和阻尼的影响,依据撞击过程中各变量间的运动关系,建立了描述着陆过程中的运动微分方程组,并采用龙格库塔法对运动微分方程组进行求解。最后采用该方法对Ｋ８飞机主起落架（单腔）和某机起落架（双腔）落震试验过程进行了模拟,并与试验结果进行了比较,发现计算结果与试验结果吻合较好。     

考虑摆振的裂纹转子运动及阵发性混沌

在考虑含裂纹转子盘的摆振运动的情况 ,建立了盘的运动方程并进行数值求解。在裂纹很小时 ,横向振动是与转速相同的同频振动 ,而盘的摆振包含多种倍频成分。当裂纹较大时 ,横向振动会出现阵发性混沌。当摆振的幅值随时间不断增大到一定极限时 ,横向振动的稳定的周期或拟周期运动被打破 ,出现阵发性混沌。同时还出现通过拟周期进入混沌的现象。当裂纹很深时 ,会出现多个新的共振区 ,在此区域振幅迅速发散。盘的偏心距U的增大 ,会抑制混沌 ,使混沌运动锁定到周期运动     

考虑温度效应的起落架落震缓冲性能研究

为了研究环境温度对起落架缓冲性能的影响，以某型飞机起落架为研究对象，考虑温度对起落架动力学模型中空气弹簧力和油液阻尼力的影响，提出了一个包含温度效应的起落架动力学分析模型，并通过试验在一定温度范围内(-35℃～60℃)进行了验证。结合试验数据和仿真模型给出了空气多变指数、油液阻尼系数的设计指导值，并研究了温度对起落架缓冲性能的影响规律。结果表明：环境温度对起落架缓冲性能影响显著，表现为起落架落震动载荷的变化；同时发现缓冲器腔内气体较油液受温度影响更为敏感，低温状态时气压的变化以及油液物理状态的改变会使得缓冲器性能明显恶化，缓冲支柱行程变化率达到25%;对于可能工作在复杂环境下的起落架，设计阶段需要充分考虑温度对缓冲器内气压和油液的影响，确保飞机着陆安全。     

爆炸荷载对不同距离邻近隧洞背爆侧裂纹影响的模拟试验

利用爆炸加载动态焦散线测试系统,模拟了不同起爆距离L时,爆炸荷载作用于邻近隧洞的全过程;通过分析迎爆侧破坏现象和背爆侧预制裂纹扩展的位移、速度以及裂纹尖端动态应力强度因子曲线的变化规律,研究了不同间距并行隧洞爆破开挖对既有隧洞的影响。试验结果表明:随着L增大,隧洞背爆侧裂纹的最终扩展位移呈先增大后减小的变化规律;裂纹扩展速度曲线的振荡幅值以及频率呈降低趋势,Ⅰ型应力强度因子的变化曲线逐渐趋于平缓,且最大峰值均出现延迟现象,最大峰值所对应的时间点由t=50μs~100μs向t100μs转移;起爆距离L从50mm增大到60mm时,裂纹扩展的位移、速度曲线以及应力强度因子曲线出现显著变化;而小于50mm或大于60mm时,它们分别呈相似性变化。研究结果可为现场试验确定邻近隧洞爆破开挖的距离L提供参考。     

飞机起落架着陆与滑跑性能分析

阐述了一个能准确模拟飞机着陆与滑跑冲击特性的起落架分析模型,并通过落震试验的真实载荷-行程与该模型模拟计算结果的对比,显示了这种模型的有效性.为起落架设计与改进设计提供了一个实用的工程方法.     

计及摩擦的球面弹塑性分形模型与应用

为了研究球面接触微凸体的弹塑性变化规律,在M-B分形模型的基础上考虑基底直径的实际变化情况,引入摩擦力修正因子,并基于修正的球面接触基底直径密度分布函数,最终建立了考虑摩擦因素的球面弹塑性分形模型;并以两球体接触为研究对象,分析了模型中的相关变量对接触强度的影响规律。仿真分析结果表明:当载荷不变时,分形维数的增加会导致真实接触面积先保持不变后增大再减小;当分形维数在1.35～1.7区间时,接触面积上升的速度最快;增大摩擦系数或降低材料特性参数,有利于提高接触承载能力;粗糙度幅值参数对真实接触面积和弹性接触面积占比的影响大略一致;当粗糙度幅值增加时,真实接触面积和弹性接触面积占比都随之降低。     

风力机叶片非线性摆振响应及稳定性分析

本文对风力机叶片摆振运动的动态响应以及稳定性进行了分析.基于叶片大挠度摆振运动控制偏微分方程,进行Galerkin截断离散,得到模态方程.通过将摆振位移分解为静态位移和动态位移,得到了静态位移和动态位移方程.使用摄动法对主共振情况下的动态响应进行求解,分析了入流速度比对稳态解和振幅的影响,以及平衡点的稳定性.得到以下结论:当入流速度比处于在某范围内时,叶片摆振运动表现为主共振,在该主共振的区域内,叶片非线性摆振为稳定的周期运动.     

轮轨相互作用下钢轨焊接接头表面裂纹扩展分析

为了分析列车通过钢轨焊接接头时产生的轮轨动态冲击力对钢轨焊接接头表面裂纹扩展特性的影响,首先采用车辆-轨道耦合动力学数值模型计算轮轨垂向力,并建立带表面裂纹的轮轨接触有限元模型;然后将轮轨垂向力结果加载到有限元模型中分析其对裂纹扩展特性的影响。结果表明：在轮轨动态相互作用下,钢轨焊接接头处表面斜裂纹的扩展以剪切模式为主导,裂纹应力强度因子 KI 和应力强度因子范围ΔKII 随着列车速度的增大而增大;裂纹长度和裂纹面摩擦系数对应力强度因子范围ΔKII 影响较大,当裂纹长度从3mm 增加到10mm 时,其ΔKII 增大了204.2%,当裂纹面摩擦系数从0.1增加到0.6时,其ΔKII 减小了153.4%。     

直升机旋翼液压阻尼器的动载荷分析

针对直升机旋翼液压阻尼器的力-速度非线性特性以及阻尼器与桨叶的变距、挥舞、摆振运动存在几何耦合的特点,提出了一种预估液压阻尼器飞行动载荷的计算模型。针对直升机悬停、巡航、大速度、定常转弯这几种典型的飞行状态,计算得到了液压阻尼器轴向速度和动载荷随桨叶方位角的变化曲线,分析了阻尼器特性对其飞行载荷的影响。结果表明:在四种典型的定常飞行条件下,阻尼器的轴向速度幅值均大大超过了其定压活门的开启速度,实际阻尼器的飞行动载荷幅值比设计值高38.1%~49.5%。这是由实际飞行中定压活门弹簧的预压缩量增加,使定压活门的开启压力提高所导致的。此种情况会对旋翼系统的结构强度和疲劳寿命带来不利影响,为降低其动载荷,需要改进定压活门弹簧预紧机构的设计,使其力-速度特性满足设计指标。     

粗糙度纹理对有限长线接触混合润滑影响

采用统一Reynolds方程建立有限长线接触混合润滑模型,研究横向、纵向和二维规则表面粗糙度的波长、幅值及工况变化对润滑影响.结果表明:波长、幅值与工况对三种表面粗糙度接触副的润滑影响类似;随着载荷增大,平均膜厚降低,摩擦系数、接触载荷比与接触面积比均增大;随着转速升高,平均膜厚增大,摩擦系数、接触载荷比与面积比均降低,其中摩擦系数随转速进一步增大而小幅升高.在润滑状态转换区域润滑特征参数变化显著,而其他润滑区域变化平缓.沿卷吸速度方向的压力与膜厚波动分布存在相位差,垂直方向则同相位;相同的工况和粗糙度参数时,纵向粗糙度分布更有利于接触润滑.     

利用时滞反馈对飞机起落架半主动控制系统进行等峰优化

文章提出了一种利用时滞反馈对飞机起落架扭转摆振系统进行等峰优化的方法.首先,建立了考虑支柱扭转角、侧向位移、轮胎变形的振动微分方程,并得到了振动系统的解析解.其次,设计了一种等峰优化方法,根据优化准则,对不同当量轮胎侧偏刚度系数,通过调节反馈增益系数和时滞量实现了对支柱扭转角幅频响应曲线的等峰优化.同时,为了保证系统在稳定的前提下工作,采用CTCR方法有效的判定了时滞动力系统的稳定性.研究表明,对任意的当量轮胎侧偏刚度系数,都存在一对最优的反馈增益系数和时滞的最优值,能够实现对支柱扭转角振幅的最大抑制.最后,通过频域分析证明了时滞反馈控制等峰优化结果的有效性,通过时域分析证明了数据的可靠性.     

大型固定翼民用飞机系留载荷非线性计算分析

采用有限元法,充分考虑了固定翼民用飞机机体结构刚度分布对超静定问题求解的影响、起落架缓冲支柱"行程-载荷"之间的非线性关系、系留绳索单向承力特性以及起落架与地面之间的接触非线性,建立了大型固定翼民用飞机系留载荷计算模型并给出了相应计算流程;计算分析了风载作用方向、飞机重量、起落架机轮与地面摩擦系数、系留绳索刚度对飞机系留载荷的影响规律。分析发现:风载方向与航向平行(不平行)时,系留载荷较小(较大);由摩擦系数和飞机重量变化所引起最大系留载荷的差异分别为9%和35%,摩擦系数对最大系留载荷存在一定影响,而飞机重量对其影响显著;飞机重量越小,则最大系留载荷越大,在计算系留载荷时需要考虑可能的最小飞机重量;系留绳索刚度越大,则系留载荷越大,但飞机最大位移越小,在选取系留绳索材料时应同时考虑系留载荷和系留作用下飞机最大位移。     

时滞耦合质量摆动力吸振器减振系统的等峰优化理论与实验

摆式调谐质量阻尼器因其便于安装、维修、更换,且经济实用,广泛应用于结构减振.它通过将摆的自振频率调谐到接近主系统的控制频率,使摆产生与主系统相反的振动,从而抑制或消除主系统的振动.本文通过对主系统无阻尼的被动减振系统和主系统有阻尼的时滞反馈主动减振系统进行多目标优化设计,实现了对主系统幅频响应曲线的等峰控制和共振峰与反共振峰差值的有效控制.首先,建立了时滞耦合质量摆动力吸振器减振系统的力学模型和振动微分方程,通过对主系统无阻尼的被动减振系统进行等峰优化,获得了减振系统的最优频率比和质量摆的最优阻尼比.对于主系统存在阻尼的被动减振系统,在该优化参数下主系统的幅频响应曲线等峰优化失效.其次,对于主系统存在阻尼的时滞反馈优化控制系统,采用CTCR方法得到了反馈增益系数和时滞的稳定区域.在保证系统稳定的前提下,通过调节反馈增益系数和时滞量两个控制参数能够实现对主系统幅频响应曲线的等峰控制.再次,对共振点处主系统振幅放大因子时滞敏感度和反馈增益系数敏感度进行分析,表明共振点幅值对反馈增益系数比对时滞更为敏感.最后,通过实验分别在频域和时域内对理论结果进行了验证.研究表明,通过采用时滞反馈对摆式调...     

基于自由振动的高速铁路简支梁桥共振与消振速度研究

为研究高速列车简支梁振动的问题,利用移动荷载列解析表达式的极限条件,推导了共振与消振速度。从自由振动幅值的角度,证明了桥梁振动主要由一阶模态贡献,且随着车速的增加,二阶模态对自由振动的贡献逐渐增大,而更高阶的模态贡献量可忽略不计。提高桥梁阻尼能起到抑振的作用,但会加剧车辆驶离桥后的自由振动。以20 m和32 m的两座简支梁桥为算例,从自由振动的幅值和相位出发,阐明了在特定的速度下,发生共振与消振的主要原因是轴载激励的自由振动之间出现叠加、抵消或抑制的现象。当共振速度与消振速度重合时,消振先于共振发生。比较移动轴载解析值与车-轨-桥耦合有限元模型的计算值,结果表明,移动轴载模型能有效预测桥梁的位移时程,但分析桥梁的加速度响应时,有必要考虑车-轨-桥之间的动力耦合效应。     

汽车悬置以上结构模态参数对转向轮摆振的影响

对整车的实验研究表明,整车悬置以上结构模态参数对前轮摆振有重要影响.本文利用了模态分析和模态综合技术建立了十二阶的分析汽车转向轮摆振的数学模型.利用该模型对我国存在前轮摆振问题的CA-10解放牌汽车、以及其变型油罐车进行了仿真计算,计算结果与实车存在的情况相吻合.故此模型可以用于指导前轮摆振的研究工作和有关的设计工作.