水陆两栖飞机尾翼抗鸟撞设计与验证方法研究

为确保水陆两栖飞机尾翼结构的抗鸟撞性能,针对其不同结构部位提出不同的抗鸟撞设计思路。耦合SPH方法建立了尾翼结构的鸟撞数值模型,采用实验方法获得了结构铝合金材料的准静态和中低应变率拉伸实验数据以及不同冲击速度下带母材铆钉的极限拉伸载荷和极限剪切载荷数据。进一步开展了尾翼结构抗鸟撞分析,并通过鸟撞实验对数值分析结果进行验证。结果表明,针对水陆两栖飞机尾翼前缘结构提出的两种抗鸟撞设计思路合理,且具有较好的抗鸟撞性能;结构采用的3种铝合金存在较为明显的应变硬化效应,但应变率敏感性较弱;随着加载速度的增大,结构采用的4种铆钉拉伸载荷呈下降趋势,但总体幅度并不大,而剪切载荷变动较小;建立的尾翼结构鸟撞数值分析模型准确,较好预测了结构的破坏模式和鸟体冲击分散过程。     

用于鸟撞试验的仿真鸟弹研究

对用于飞机结构抗鸟撞试验的仿真鸟弹进行了研究,给出了配方,其基体材料为明胶和水.密度是仿真鸟弹的关键参数,通过工艺流程和添加调质材料对其进行控制.鸟弹外形尺寸和重量由模具保证,制作出了满足规范要求的1.8kg标准形态鸟弹.利用4块12mm厚的铝板,进行了3次真实鸟弹试验和1次仿真鸟弹的鸟撞对比试验.试验结果表明,仿真鸟弹具有足够的强度可承受发射过载.同时仿真鸟弹与真实鸟弹的动态变形模式以及结构动态应变响应时间历程基本一致.其结构动态应变响应最大值仅相差3.2％,而结构残余变形相差8.7％.上述结果证明了本文研制的仿真鸟弹可以在结构抗鸟撞试验研究中替代真实鸟弹.     

飞机全尺寸风挡抗鸟撞击实验研究

采用高速摄像系统和数据测量采集系统,详细研究了鸟撞某型号飞机全尺寸风挡的动态响应全过程,分析了风挡撞击后的破坏模式,得到了风挡抗鸟撞击的临界速度及结构关键点的位移、应变时程曲线等重要数据.通过分析高速摄影照片,提出了用于鸟撞风挡数值仿真分析的鸟体形状模型.所获结果可为建立合理的鸟撞风挡有限元模型提供实验依据及验证实例.     

某型飞机机翼前缘抗鸟撞结构设计与试验验证

针对某型飞机机翼前缘抗鸟撞性能不满足适航要求的问题，采用"数值仿真-试验验证-再仿真"的研究思路，对该结构进行了抗鸟撞优化设计。首先，通过有限元数值仿真，分别对具有三角板结构和前墙结构的两种新型前缘结构抗鸟撞能力进行了分析。仿真结果表明:具有前墙结构的机翼前缘抗鸟撞能力优于原始结构和带三角板结构的机翼前缘；在鸟撞过程中，这种具有前墙结构的机翼前缘通过利用破损蒙皮继续变形吸能的方式提高了结构的抗鸟撞性能。基于此，对带前墙结构的机翼前缘进行了抗鸟撞试验，一方面验证了数值模拟方法的准确性，另一方面验证了前墙结构的抗鸟撞效果。最后，采用数值仿真方法对带前墙结构的机翼前缘结构进行了参数分析，得到了前缘蒙皮厚度和前墙厚度与结构抗鸟撞性能的关系，并基于结构承载和抗鸟撞能力的综合要求，确定了最终结构参数。分析表明，优化后的机翼前缘结构不仅满足抗鸟撞要求，而且实现结构减重30%。     

蜂窝夹芯雷达罩结构的鸟撞数值分析

运用非线性动力学有限元软件PAM-CRASH对鸟撞击蜂窝夹芯结构雷达罩的过程进行了数值分析。在有限元建模中对材料模型的选取做了详细的讨论。根据适航标准，使用1.80 kg的鸟体进行鸟撞分析。在不考虑材料应变率强化作用的情况下，计算了鸟体对结构上21个不同位置的撞击，给出了雷达罩结构吸收冲击能量随撞击位置的变化规律。对玻璃纤维面板材料的应变率强化作用进行讨论，对比分析了应变率强化作用对计算结果的影响，数值模拟结果可为雷达罩鸟撞实验提供参考。     

飞机圆弧风挡抗鸟撞试验研究

进行了某型飞机圆弧风挡抗鸟撞试验研究,为了解风挡边界及相关附件的影响,实验系统包括飞机前舱较大范围的部件。采用高速摄像系统记录了风挡动力响应变形的全过程,得到了该机型圆弧风挡抗鸟撞极限速度的范围及响应过程中关注点的位移、应变-时间曲线等数据。分析了风挡关键点位移随撞击速度的变化规律,给出了撞击临界速度与应变之间的变化规律,同时计算了风挡受鸟撞时的动态应力值,为进一步设计研制具有高抗鸟撞能力的风挡提供了有价值的数据。     

峰窝夹芯结构雷达罩鸟撞有限元分析与模拟

建立了鸟撞蜂窝夹芯结构雷达罩的有限元分析模型。选取具有代表性的四类不同重量和大小的鸟及多种撞击速度,运用大型非线性动力学有限元程序ＭＳＣ／Ｄｙｔｒａｎ的ＡＬＥ计算功能,计算得出了六种可能情况下雷达罩抗鸟撞动力响应及结构受损情况。最后对结果进行了分析。数值模拟结果为雷达罩抗鸟撞设计提供了理论参考依据。     

基于PAM-CRASH的鸟撞飞机风挡动响应分析

结合显式动力分析有限元软件PAM-CRASH及其提供的SPH算法，建立了鸟撞飞机风挡数值分析模型。对某飞机风挡进行了动响应分析，计算了风挡中轴线上四点位移时间曲线；鸟撞击过程的仿真结果表明,SPH鸟体模型能有效模拟撞击时鸟体溅射成碎片的情形；建立了鸟撞击作用下风挡破坏判据，对风挡在试验条件下是否破坏进行了模拟计算。计算结果和试验结果吻合较好，表明本文建立的鸟撞飞机风挡数值模型是有效的。     

典型梁-缘结构鸟撞破坏的有限元分析

以某特种飞机机身处典型支撑结构为对象，建立了鸟撞击多层间隙梁-缘结构的三维有限元分析模型。在给定的三种工况下，运用大型非线性动力学有限元分析程序ANSYS/LS-DYNA的ALE-Lagrange耦合运算功能，计算得到了鸟撞击关键部位的数值结果及结构的鸟撞临界速度，考察了不同撞击点对结构动响应的影响，分析了结构鸟撞破坏机理，经与全尺寸实验结果比较，不论是结构的变形量还是破坏模式，两者均吻合较好，从而证明了本文方法及模型的正确性。     

隔板支持刚度对机翼前缘鸟撞性能的影响分析

基于瞬态动力学软件PAM—CRASH,引入状态方程定义鸟体的本构模型,计算铝合金平板在鸟撞下的动态响应,计算结果与试验结果吻合较好,表明建立的数值模型合理可靠.采用数值模拟计算了两种结构形式以及相同结构形式不同隔板厚度的前缘结构在鸟撞下的动态响应,比较其吸能情况,并分析其规律,为后续前缘结构设计工作提供支持.     

民机机身结构耐撞性研究的进展与挑战

应急着陆场景下的民机耐撞性与乘员安全直接相关，是民机安全性的重要体现，其中机身结构耐撞性是民机结构强度领域内的研究热点。机身结构耐撞性是复杂的非线性冲击动力学问题，涉及到结构的大变形、断裂失效与动态接触等。运输类飞机适航标准对机身结构耐撞性做出了明确规定，要求通过合理的设计，避免乘员承受过于严酷的冲击载荷，维持客舱内大质量体的有效约束，保持乘员的可生存空间以及维持乘员应急撤离通道的可用等，相关的设计需要通过实验方法或经验证的分析方法进行评估。本文对民机机身结构耐撞性研究中的几个关键问题，如紧固件和机械连接结构的冲击动力学行为，高效吸能元件与吸能结构设计方法，机身结构耐撞性评估的实验与数值方法等近年来的研究情况进行了分析，总结了主要研究进展，并分析了当前研究面临的主要挑战。     

民机机身结构耐撞性研究的进展与挑战

应急着陆场景下的民机耐撞性与乘员安全直接相关，是民机安全性的重要体现，其中机身结构耐撞性是民机结构强度领域内的研究热点。机身结构耐撞性是复杂的非线性冲击动力学问题，涉及到结构的大变形、断裂失效与动态接触等。运输类飞机适航标准对机身结构耐撞性做出了明确规定，要求通过合理的设计，避免乘员承受过于严酷的冲击载荷，维持客舱内大质量体的有效约束，保持乘员的可生存空间以及维持乘员应急撤离通道的可用等，相关的设计需要通过实验方法或经验证的分析方法进行评估。本文对民机机身结构耐撞性研究中的几个关键问题，如紧固件和机械连接结构的冲击动力学行为，高效吸能元件与吸能结构设计方法，机身结构耐撞性评估的实验与数值方法等近年来的研究情况进行了分析，总结了主要研究进展，并分析了当前研究面临的主要挑战。     

New-type of flying control for spinning TVC vehicle

A new kind of problem for TVC vehicle spinning in the boost stage had been researched. The study of non-linear flying dynamics modeling and dynamic properties of TVC vehicles reveal dominant coupled factors that affect the attitude stability and attitude precision of the pitch channel and yaw channel. The paper emphasizes the inertial delay coupled effects between vehicle＇s pitch servo system and yaw servo system, which have always been neglected. An uncoupled plan and control algorithm are put forward from the standpoint of engineering implementation to provide theoretical guidance and reference for further research on this complicated flying control.     

基于分布式合成双射流的飞行器无舵面三轴姿态控制飞行试验

将自主可控的合成双射流激励器集成于常规布局飞行器中, 进行了三轴无舵面控制飞行试验, 验证了分布式合成双射流对飞行器巡航时的无舵面姿态调控能力. 对合成双射流激励器进行改进, 设计了分布式三轴姿态控制合成双射流激励器, 滚转环量控制激励器分别安装于两侧机翼翼尖处后缘, 射流出口靠近压力面; 偏航反向合成双射流控制激励器分别安装于靠近两侧机翼翼尖20%弦长处, 上、下沿展向均匀布置; 俯仰环量控制激励器安装于V尾下的平尾后缘, 射流出口靠近压力面. 针对巡航速度为30 m/s的飞行器, 进行了三轴姿态控制飞行试验, 结果表明: 分布式合成双射流实现了飞行器巡航时的三轴无舵面姿态操控; 横航向控制存在耦合, 滚转环量控制激励器实现了飞行器的双向滚转操控, 能产生的最大滚转角速度达16.87°/s, 偏航反向合成双射流控制激励器实现了飞行器的双向偏航操控, 能产生的最大偏航角速度达9.09°/s; 俯仰环量控制激励器实现了飞行器的纵向控制, 能产生的最大俯仰角速度达7.68°/s.      

Unsteady aerodynamics modeling for flight dynamics application

In view of engineering application, it is practicable to decompose the aerodynamics into three components: the static aerodynamics, the aerodynamic increment due to steady rotations, and the aerodynamic increment due to unsteady separated and vortical flow. The first and the second components can be presented in conventional forms while the third is described using a one-order differential equation and a radial-basis-function (RBF) network. For an aircraft configuration, the mathematical models of 6component aerodynamic coefficients are set up from the wind tunnel test data of pitch, yaw, roll, and coupled yawroll large-amplitude oscillations. The flight dynamics of an aircraft is studied by the bifurcation analysis technique in the case of quasi-steady aerodynamics and unsteady aerodynamics, respectively. The results show that: (1) unsteady aerodynamics has no effect upon the existence of trim points, but affects their stability; (2) unsteady aerodynamics has great effects upon the existence, stability, and amplitudes of periodic solutions; and (3) unsteady aerodynamics changes the stable regions of trim points obviously. Furthermore, the dynamic responses of the aircraft to elevator deflections are inspected It is shown that the unsteady aerodynamics is beneficial to dynamic stability for the present aircraft. Finally, the effects of unsteady aerodynamics on the post-stall maneuverability are analyzed by numerical simulation.     

激光片光流动显示技术在高机动飞机布局设计中的应用

采用激光片光流动显示技术,针对某高机动布局飞机开展大迎角流动机理研究.结果表明激光片光流动显示技术具备捕捉复杂流动结构的能力,可以清晰观察双前翼布局大迎角下机头涡、第一前翼涡、第二前翼涡以及机翼涡等涡结构的生成、发展、融合等复杂流动结构的演化,并且揭示出涡结构扫略垂尾内侧使布局航向更加安定,偏转前翼将使旋涡绕流的涡心降低,造成布局升力提高,低头力矩增加.片光流动显示结果进一步表明,布局航向安定性不足,垂尾需要沿展向外移动,为布局深化设计提供了设计依据.     

低成本车载GPS/INS组合导航姿态角更新算法

低成本INS系统的元件误差严重影响INS导航精度.针对车载系统,提出一种低成本车载GPS/INS组合导航姿态角更新算法.首先在GPS/INS组合导航Kalman滤波方程基础上,给出两种姿态角更新的观测方程.然后给出利用GPS测速确定航向角的原理,并且对低成本车载INS系统的俯仰角和翻滚角进行了分析,指出由INS随机误差造成的俯仰角和翻滚角误差比其本身量值要大,建议令俯仰角和翻滚角数值保持不变.利用实测算例确定了不同速度下的航向角精度,并且验证了该算法的有效性,以及相对于基于位置、速度组合的Kalman滤波,导航精度有明显提高.     

模糊神经网络预测在卫星姿态测量中的应用

以满足对地观测卫星测姿精度为目标,将由惯性基准、红外地平仪和太阳敏感器测姿过程视为典型的建模问题,讨论了基于自适应神经网络的模糊推理系统(ANFIS)的卫星姿态预测。仿真结果表明,ANFIS预测能够满足卫星姿态测量精度的要求,具有较强的容错性,同时该方法可将俯仰、横滚和偏航三个姿态分离建模,有利于提高卫星姿态测量的可靠性,为卫星姿态测量信息处理提供了一种新的方法。