CALCULATION OF AIRCRAFT DYNAMIC LOADS ON SHIP-DECK AND TEST VERIFICATION

舰载飞机的舰面动载荷是结构的临界设计载荷。针对常规方法下载荷计算的设计已不能满足舰载飞机非常规工况(例如弹射拦阻、自由飞钩住、偏心着舰等)载荷计算的设计要求的问题,研究和建立了一套完整的全机动载荷计算的设计方法和流程,并以某型飞机全机落震试验为例,通过与试验数据的对比分析,验证了该设计方法和流程的合理性和可行性。     

飞机舰面动载荷计算方法研究及试验验证

舰载飞机的舰面动载荷是结构的临界设计载荷。针对常规方法下载荷计算的设计已不能满足舰载飞机非常规工况(例如弹射拦阻、自由飞钩住、偏心着舰等)载荷计算的设计要求的问题,研究和建立了一套完整的全机动载荷计算的设计方法和流程,并以某型飞机全机落震试验为例,通过与试验数据的对比分析,验证了该设计方法和流程的合理性和可行性。     

动压相似对缩比飞行的影响

模型飞行试验作为空气动力学研究的重要手段之一,正逐步成为新型飞机研发中一种有效和低风险的技术途径。目前低速飞行试验技术已经相对成熟,而高速飞行试验尚存在许多困难。本文分析结果显示,来流动压对缩比飞行试验具有显著影响。动压相似保证缩比飞机与原型机表现出相似的动力学特性,但同时也限制了缩比飞机的飞行性能。研究发现,对于本文中的高升阻比飞机,通过飞行方案设计,缩比飞机能够克服动压相似带来的约束,获得与原型机相仿甚至超过原型机的飞行性能,对后续开展其他缩比模型飞行试验具有一定的借鉴意义,同时可为我国低成本高性能靶标系统建设提供技术支持。     

涡桨飞机整机振动响应预计与乘员舒适性评估

为了在设计阶段预估涡桨飞机的振动水平并分析舱内振动环境的影响,亟需建立一套全机级振动响应预计与评估技术。从人体舒适性和健康风险指标出发,建立涡桨飞机振动控制设计流程,识别关键环节及要素。研究解决振动载荷获取、振动分析模型建立、振动响应计算、舱内振动环境评估等核心问题。通过全机地面共振试验和缩比模型振动响应测试风洞试验结果,验证了整机振动分析模型和振动响应计算方法的准确性。所建立的方法、实施流程和途径可为涡桨飞机的振动控制正向设计提供参考。     

离心机水下爆炸缩比实验原理及数值研究

对离心机水下爆炸缩比实验方法进行探究,对离心机水下爆炸缩比实验的相似理论进行了推导,通过数值计算分析,探究了原模型、离心机缩比实验及常规缩比实验的冲击波载荷、气泡载荷以及气泡动力学行为。结果表明:常规缩比实验不能对气泡行为及垂直方向的近场载荷进行准确的预报,若要保证远场气泡脉冲峰值误差小于10%,则爆距需大于9.5倍气泡最大半径。而离心机缩比实验能够对原模型进行准确的预报,以小当量装药模拟大当量装药水下爆炸整个物理过程,且冲击波和气泡两个阶段完全相似。同时,水深也可以进行几何缩比,克服了常规缩比方法的缺陷。     

一种直降式滑橇减震器性能研究

为验证无人机伞降回收系统的直降式滑橇着陆装置的动力学性能,对其着陆缓冲过程进行数学模拟构造了该装置的动力学模型,通过数值求解得出了该装置缓冲过程的动态特性。对其着陆压缩过程的动力学模型进行了简化,计算结果可用于减震器参数的确定。落震试验结果表明:动力学模型能准确模拟着陆装置的缓冲过程;以5m/s着陆时过载仅为6.8g;本文所采用动力学模型的数值求解结果与实验结果一致,误差小于5%。     

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通过研究冲击载荷作用下缩比钢板模型与地面土体沉降量之间的关系,
判断并确定地面的承载安全性. 依据相似准则理论, 选定冲击载荷具体方法的基础上, 据此
进行了缩比钢板气动冲击试验, 为支撑盘作用下地面承载力的研究评判提供了试验结果, 实
现了模仿实际现场的一种新的冲击载荷加载方法.     

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.     

一种强力钻地弹侵彻混凝土靶研究

设计了一种更为强力的钻地弹-钨镇重钻地弹,以提高钻地弹对硬介质目标的侵彻能力。将特殊设计的钨合金结构作为镇重体填加至钻地弹的壳体内部,以提高钻地弹的整体密度,增大面质量,从而提高了钻地弹的侵彻能力。设计了实验用靶、可分离弹托和尾翼,成功进行钨镇重钻地弹缩比弹侵彻混凝土靶的实验室实验和外场实验,并进行了相同条件下普通钻地弹缩比弹对比侵彻实验。实验结果表明:相对于普通钻地弹,钨镇重钻地弹的侵彻能力有了较大幅度的提高;钨镇重钻地弹的弹体结构强度设计满足侵彻需要,弹体在侵彻过程中能有效生存。采用实验的方法研究了缩比率对钻地弹侵彻深度的影响,对钻地弹侵彻深度相似律进行了修正。根据相似律的研究结果,钻地弹的侵彻深度与缩比率成正比关系,但是,该结论忽略了侵彻过程中靶介质动态强度应变率效应的影响。进行了大量的不同缩比率的实验,并收集了相关的实验数据,分析认为,钻地弹的侵彻深度与缩比率呈1.15次方关系。该结论有助于通过缩比实验结果较为准确的预估原型弹的侵彻能力。     

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.     

圆柱形弹药空气中爆炸相似性规律

针对战场损伤试验中弹药费用高、使用风险系数大的问题,采用量纲分析的方法对圆柱形弹药相似性模型的建立方法进行分析,研究原型同相似性模型之间冲击波峰值压力的关系,利用有限元仿真软件AUTODYN对冲击波传播过程进行数值仿真,并结合实弹试验数据对相似模型的有效性进行验证。研究结果表明,AUTODYN仿真结果同量纲分析结果一致,同时与实弹试验结果也吻合较好,说明在实际试验中可以使用缩比模型替代原型进行试验。该研究为弹药缩比模型在战场损伤试验中的使用提供了理论基础,具有一定的工程价值。     

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。     

粘塑性损伤模型模拟准超塑性单轴拉伸行为

发展了Chaboche粘塑性本构模型的大变形隐式算法，用损伤(DM)和无损伤(NDM)模型模拟准超塑性单轴拉伸。发现变形过程可分为三个阶段：均匀变形、颈缩发展、断裂破坏阶段。DM可准确模拟前两个阶段变形，NDM只能较好地模拟均匀变形阶段，表明DM可以较精确地描述稳定发展的动态过程。由于有限元方法只能描述连续介质，因此对于断裂破坏阶段，NDM模拟载荷大于试验结果，DM的载荷小于试验结果，这是由高应变速率敏感性造成。DM能够描述试验中出现地多处颈缩现象，局部应变速率分布随时间演化反映了颈缩发展程度。严重颈缩部位的距离代表着超塑性变形能力，距离越大，抗颈缩能力越好。     

中应变率下材料动态拉伸关键参数测试方法

通过高速液压伺服材料试验机进行金属材料的中等应变率动态拉伸力学性能测试。为获取精确的动态拉伸载荷数据,提出了一种拉伸载荷的间接测量方法,在不改变试验机原有结构的情况下,解决了试验机自带载荷传感器测试数据在塑性段振荡导致材料真正动力学行为被掩盖的问题;通过数字图像相关的非接触测量方式进行动态拉伸应变的测量。实验验证表明,提出的载荷和应变测试方法可实现金属材料动态拉伸试验中的力学性能参数测试。     

正交异性复合材料界面上反平面动态自相似扩展裂纹问题的解

采用复变函数论的方法，对复合材料界面上的裂纹扩展问题进行研究。并根据任意的自相似指数的断裂动力学问题，进行自相似求解，导出解析解的一般表示。应用该法可以迅速地将所论问题转化为Riemann-Hil-bert问题，并可以相当简单地得到问题的闭合解。文中分别对裂纹中心受阶跃载荷，裂纹面受到瞬时脉冲载荷作用下的界面裂纹扩展问题进行求解。得到了裂纹的位移。尖端的应力和动态应力强度因子的解析解。应用该解并通过叠加原理。就可以很容易的求得任意复杂问题的解。     

复杂三维结构物的光弹性实验研究

应用光弹性原理和方法，根据有关相似原理，对研究对象的几何尺寸进行缩比、模型设计及加工成型．然后将模型在危险载荷作用下，进行应力冻结、切片及应力分析．确定了模型不同截面上的应力及其变化规律，为优化设计和调整数值计算方法提供了有价值的依据．     

基于落震试验的油—气式起落架气体压缩多变指数变化规律研究

气体压缩多变指数是油气式起落架缓冲性能计算中的重要参数。通过对某型飞机油气式起落架落震试验中气腔压力数据的监测,对不同落震投放高度下气体压缩多变指数进行识别。利用最小二乘法,对多变指数变化曲线进行三次拟合,得出活塞杆压缩过程中气体多变指数的变化规律。本文建立了某型飞机起落架落震试验仿真分析模型,将拟合曲线引入仿真计算模型,对比了定常多变指数计算模型和非定常多变指数计算模型仿真结果。相对于定常多变指数模型,非定常多变指数计算模型仿真结果和试验对比误差小于定常多变指数计算模型,提高了仿真分析精度。     

某型电动飞机气动特性数值模拟与风洞实验

为了验证某型大展弦比电动飞机气动设计的合理性以及为飞行性能及品质计算提供数据,采用有限体积法离散求解三维可压雷诺平均Navier-Stokes方程,并选用Spalart-Allmaras湍流模型对该电动飞机流场进行CFD数值模拟。结果表明,该型电动飞机气动设计合理,巡航速度升阻比最高可达23,具有较高气动效率;通过CFD数值模拟得到了全机升力系数、阻力系数和升阻比。为了验证CFD计算结果,对该型电动飞机进行了缩比模型风洞实验,结果显示,CFD数值模拟法计算结果与风洞实验结果高度吻合,说明CFD计算结果准确。该方法可为大展弦比电动飞机气动设计提供指导。     

云纹干涉法瞬态应变分析

本文将单光束错位云纹干涉法应用于动态测量,获得了一种可独立求解全场瞬态应变分量,不受材料限制的动态测量新方法。文中应用该方法对一个受冲击载荷的带也孔方板的动态应变传播过程及对称面上的动应变分布进行了研究,得到了比较理想的结果。     

非均质动压巷道的一种新型支架

本文介绍了一种适用于受采动影响的非均质岩石巷道维护的多铰可缩U型钢支架。文中阐述了多铰可缩支架的设计原理、结构特点和计算方法; 进行了实验室和井下工业性试验, 取得了良好的支护效果。分析和试验表明, 多铰可缩U型钢支架兼有铰接支架和可缩支架两者的优点; 承载力大, 能自动调节载荷, 适应不均匀的多变地压; 具有可缩性好, 复用率高, 架设与回收方便等特点, 是国内外首创的新型支架。