飞机设计上的返璞归真:可弯曲的机翼

据英《新科学家》２００２年９月２１日报道 :美国空军正在试验一种使用“可弯曲的机翼”的实验性飞机 ,而且使用１９０３年莱特兄弟飞上蓝天时的驾驶和控制技术 ;但现在的这次飞行是在超音速下进行。与常规的飞机不同 ,这种飞机的机翼使用了像襟翼一样的可动翼面和用于控制的副翼。这种设计和设置可使整个机翼变形弯曲。美国空军称它为“活动的飞机弹性机翼”技术。并在这个项目上投资了４１００万美元 ,希望能生产出一种更轻、操纵更灵活的超音速飞机。第一次飞行试验在加利福尼亚州美国航空航天局德赖登飞机研究中心进行 ,美国空军将早期…     

大展弦比机翼试验载荷处理技术研究

全机静力试验中,机翼作为主要考核部位,其受载是否准确对试验结果具有重大意义。高空长航时飞机机翼一般展弦比较大,试验中其加载方向会随着机翼的变形发生变化,导致试验机受载与实际情况不同,试验结果不准确。为解决上述问题提出了一种针对大展弦比机翼试验载荷的处理技术,将原始载荷处理为试验载荷并进行修正。最后以某大型客机机翼为研究对象,对其载荷进行处理并应用,结果表明该处理方法满足试验要求,具有较高的精度,对同类问题具有很高的参考价值。     

大展弦比复合材料机翼的突风响应

大展弦比复合材料机翼受到的载荷主要来源于突风,较大的突风响应会影响飞机的飞行性能和安全性.为此建立了大展弦比机翼突风响应的分析方法.对于离散突风,通过时间积分得到响应的时间历程;对于连续突风,由频响函数求得响应的功率谱密度.以某机翼为例进行了数值计算,得到了不同突风速度、不同铺层角下,机翼的突风响应.结果表明,对于离散突风,翼尖的最大加速度和翼根最大弯矩都随突风速度的增加而增加,铺层角对翼尖处的最大加速度影响不明显,但对翼根弯矩有较明显的影响;对于连续突风,随着铺层角的增加,翼尖响应的均方值有明显的增加.     

基于静气弹修正的亚音速大展弦比 飞机疲劳载荷计算研究

本文介绍了一种基于静气弹修正的亚音速大展弦比飞机飞行情况疲劳载荷计算方法,该方法以线弹性变形理论为基础,采用了改进的二元升力线理论计算了翼面的气动力,并在风洞试验数据的基础上计算了刚性飞机压力分布的刚性影响,同时借助于线叠加原理对飞机各部件载荷分布加以确定。通过飞机载荷谱飞行实测数据以验证载荷计算结果,证明本文所使用疲劳载荷计算方法有着相对的高精确度。     

大展弦比机翼几何非线性气动弹性响应分析

采用UL格式,建立一种适用于结构大变形问题的高精度非线性动响应求解器;通过有理函数拟合,将频域气动力转化为时域下的气动力格式,以紧耦合的方式建立起结构-气动耦合关系。以某大展弦比机翼为例,进行气动弹性响应计算并做颤振分析,可准确预测临界颤振速度;几何非线性对气动弹性响应特性具有显著的影响。     

基于UMARC的大展弦比机翼空气动力建模方法

将旋翼气动建模思想引入大展弦比固定翼,对旋翼飞行器UMARC理论中直升机旋翼空气动力建模方法进行适当改进,建立适应机翼较大变形情况下的空气动力学模型。将大展弦比机翼描述为Bernoulii-Euler梁形式,利用机翼大变形前后坐标系转换关系,推导得到变形后坐标系下机翼任意截面瞬时空气速度并最终建立空气动力载荷模型。利用模型计算机翼气动弹性静平衡位置,经与已有文献结果对比,表明此模型建立方法准确、有效;将UMARC理论移植到大展弦比机翼思想可行;并具较高工程应用前景。     

大展弦比机翼的阵风响应减缓控制与仿真

在考虑机翼几何非线性的基础上,先在机翼平衡位置求出振动模态,然后构建机翼的广义受控对象式,设计出模型预测控制器,进行阵风响应减缓控制仿真,并与阵风响应进行对比。结果表明,模型预测控制器能有效地抑制阵风响应。     

考虑大变形的大展弦比机翼气动弹性优化设计

针对大展弦比机翼飞机自身特点,在结构大变形情况下,将弹性力学几何非线性理论引入到大柔性飞行器的气动弹性力学分析中,建立完整的几何非线性气动弹性分析方法框架。该方法主要包含两方面:结构非线性刚度和曲面气动力的计算。结合优化设计,为了提高优化设计效率,针对迭代过程进行有效简化。基于ISIGHT优化平台,发展一种适用于初步设计阶段大展弦比机翼在大变形情况下的气动弹性优化设计方法,有效地避免了结构大变形情况下线性气动弹性分析造成的设计偏差。为了摆脱对初始设计点的依赖,结合局部算法,采用组合优化策略,开展了大展弦比机翼的几何非线性气动弹性优化设计,首先应用蚁群算法定位目标极值在设计空间中所处的区域,再应用直接搜索算法对该区域精确寻优,获得更加准确的设计结果。     

用切比雪夫多项式计算薄板的弯曲变形和临界压力

本文利用第二类切比雪夫多项式作为试函数,并结合康脱洛维奇变分解法,用于薄板的能量泛函来求解矩形板在各种支承条件下承受均布载荷或集中力时的弯曲变形和矩形板屈曲时的临界压力。虽然采用的是一级近似计算,但计算结果表明,这种方法简单易行,在工程实用中是足够精确的。     

某型民用运输机机翼应力与变形分析

为了探究大型运输机在使用限制范围内,典型载荷作用下机翼的应力分布和变形量,针对某型飞机,建立了机翼翼盒段有限元模型。对巡航状态、最大正过载和最大负过载(1 g,2.5 g,-1 g)三种典型工况进行应力和变形分析。结果显示,巡航状态机翼向上弯曲的最大变形量为1.33 m,32~33号肋区域应力较大;最大正过载时,机翼向上弯曲的最大变形量为3.69 m,应力较大区域与巡航状态类似;最大负过载情况下,机翼向下弯曲的最大变形量是1.81 m,18~19号肋区域应力较大。通过与同级别飞机试验数据的比较,验证了计算结果的准确性。分析结果可为大型飞机机翼结构设计和气动弹性分析提供参考。     

飞机自动上舵试飞研究

飞机自动上舵是影响飞机飞行安全的较大隐患之一。本文首先介绍了国军标和适航条款中针对“自动上舵”的要求,分析了自动上舵产生的原因,并提出了具有普遍意义的改进措施,最后利用试飞中自动上舵现象的成功解决,证明了提出的改进措施的正确性。     

磨具弯曲成形法加工抛物面时影响廓形精度的因素分析

在应用磨具弯曲成形法设计磨具的廓形曲线时,考虑到磨具厚度的影响,利用高等数学及力学的知识进行数学建模,推导出更加精确的宽度函数表达式。通过讨论表达式中相关参数变化表明,此方法更适合用来加工横截面宽度变化不明显的小曲率的工件。     

考虑孔隙比影响的堆石料湿化试验及湿化模型

对某堆石坝的坝壳料进行了不同密实状态下的单线法三轴湿化试验,分析了湿化变形随围压、应力水平以及初始孔隙比的变化规律。结果表明：在围压和应力水平相同条件下,随着初始孔隙比的减小,堆石料湿化轴向应变和体积应变均明显降低;初始孔隙比对湿化应力剪胀规律影响不大,采用对数形式的湿化剪胀方程可对不同初始孔隙比条件下的湿化应力剪胀关系进行统一描述。对指数形式的湿化轴向应变经验模型进行修正,构建了考虑初始孔隙比及应力状态影响的湿化轴向应变计算模型,并联立湿化剪胀方程推导了湿化体积应变的计算公式,通过对三轴湿化试验结果进行模拟验证了该公式的合理性。     

高强钢拼焊板三点弯曲变形行为及影响因素

 为掌握先进高强度钢拼焊板弯曲变形行为,采用试验和有限元法完成三点弯曲试验。建立拼焊板三点弯曲试验有限元模型,比较试验与仿真结果即载荷-位移曲线,最大误差为10.94%。基于此,分析摩擦系数和板厚比对拼焊板弯曲特征的影响规律。结果表明,拼焊板两侧变形不均匀,且焊缝相对中心位置发生了偏移。拼焊板与模具间的摩擦系数及其板厚比对三点弯曲行为影响显著。摩擦系数增加,最大载荷、最大能量及弯曲应力均增加,焊缝移动量减小,且当减小到一定程度后稳定;板厚比增加,最大载荷、最大能量、弯曲应力和焊缝移动量均不同程度增加。     

隧道单层衬砌结构稳定性现场试验及变形控制

从研究隧道单层衬砌结构的支护稳定性入手,以现场实验手段,对工作过程中锚杆、纤维凝土以及其与围岩相互作用的力学原理进行了系统研究,对单层衬砌在隧道工程实际应用中的力学性能进行了测量,在此基础上阐述了隧道单层衬砌机理,并最终应用于工程实践,初步形成一套具有理论支撑的单层衬砌设计方法。认为纤维混凝土与围岩密贴效果良好,表明提出的单层衬砌设计方法在保证工程质量和安全方面是可行的,支护结构的工作性状可靠。     

压缩机主轴-叶轮摩擦性能及过盈装配主轴弯曲变形研究

通过实验测量了压缩机主轴材料(40NiCrMo7)和叶轮材料(FV520B)的摩擦因数,其值在0.12~0.25,具体大小与法向接触压力和表面粗糙度有关.结果表明,法向接触压力只有大于约36kN以后才会使摩擦因数轻微增大,而表面粗糙度对摩擦因数的影响更显著,也更复杂.摩擦因数随FV520B表面粗糙度增大整体会呈现增大趋势,但却随着40NiCrMo7表面粗糙度的增大而减小,犁沟效应和微黏着区的产生是导致这种变化的原因.在此基础上,通过有限元计算分析了降温不均时摩擦因数和过盈量对压缩机主轴过盈装配时弯曲变形的影响.结果表明,降温不均是导致主轴过盈发生弯曲变形的重要诱因,而摩擦因数与过盈量对弯曲变形存在耦合影响.当摩擦因数保持恒定时,主轴弯曲变形会随着过盈量的增大呈现出先增大后减小的趋势.从另一角度来看,当过盈量保持恒定且小于某一临界值时,摩擦因数增大会导致主轴弯曲变形增大,但当过盈量大于该临界值后,随摩擦因数增大主轴弯曲变形反而会减小.对这种现象给出了定性的分析.     

沥青混凝土弯曲疲劳试验疲劳损伤分析

针对现有沥青混合料疲劳损伤试验时直接依据刚度或模量计算损伤值而无法真实反映材料微观损伤特性的不足,提出应用反分析方法以得到沥青混凝土的疲劳损伤演化规律。其步骤是：根据沥青混凝土疲劳损伤模型,得到三点弯曲梁试件疲劳损伤力学理论经典解;根据疲劳试验数据确定沥青混凝土材料疲劳损伤模型中的特征参数。应用非线性有限元方法,模拟计算并分析试件疲劳损伤过程中的弯拉应力、挠度、损伤变量、裂纹扩展速率等的变化规律,并预测沥青混凝土试件疲劳寿命及失稳断裂时的裂纹长度。研究结果表明：疲劳寿命的数值模拟结果与试验结果较吻合,证明了所提出的沥青混凝土疲劳损伤模型的合理性和有效性。     

大型结构件弹性形变组网摄影测量

针对大型飞机机翼三维高精度弹性形变测量难度大的问题,提出了一种多参数组网像机畸变修正模型,构建了一种快速精确的组网像机标定方案,设计了组网像机三维形变测量方法。理论分析和仿真实验表明,提出的大型飞机机翼三维高精度弹性形变组网摄像测量方法具有精度高、速度快特点,同时通过地面实验验证了该方法的可靠性和鲁棒性。在大型客机和其他新型飞机的试飞鉴定中,本方法可以高速率、高精度地获得飞机大型结构件关键部位的三维形变量,具有较好的应用前景。     

三轴试样变形数字图像测量误差和精度分析

计算机数字图像识别技术为三轴试验土样变形测量提供了一种简单并且有效的测量方法,它不仅可以克服常规测试方法存在的诸多缺陷,而且具有相对较高的测试精度,比较详细地分析了土样变形数字图像测量系统的各种可能误差源,讨论了各种误差的影响并提出相应的消除和减少误差的办法,实际测试检定表明,数字图像测量系统在三轴试样变形测量中的应变测量精度为10^-4,高于常规测量方法的测定精度,能够满足土样变形高精度测量的要求。