全尺寸飞机结构静力试验约束点载荷计算及应用

为快速准确得到不同静定支持方式的全机及大型部件结构静力试验约束点载荷,本文首次提出了一种通用求解方法并以Matlab为平台编写了求解程序。重点研究了约束部位载荷严酷、较大变形工况中作为考核部位及机翼大变形工况中的约束点载荷计算;依据多年型号试验经验提出了一种利用约束点载荷误差判断试验加载准确性的方法。成功用于某大型客机全机静力试验,为实时判断试验加载是否准确提供了重要依据;试验结果表明提出的计算方法和程序准确可靠,已推广应用于其它型号试验。     

飞机强度试验大曲率弧形曲面结构加载技术及其应用

飞机结构中,大曲率弧形曲面结构是一类重要的结构部件,如机翼前缘、缝翼、整流罩等.在飞机结构强度试验中,针对此类结构加载的研究较少,现有加载方式难以满足试验拉压双向载荷加载要求.因此,提出一种采用新型胶布带拉压垫—杠杆系统的加载技术,采用特殊设计的胶布带形式,适应大曲率弧形曲面结构特点,并通过仿真计算研究填充橡胶块厚度对载荷传递均匀性的影响,得到满足试验需求的合适厚度尺寸,从而实现大曲率弧形曲面结构双向加载.通过试验验证上述加载技术在加载精度、疲劳性能、抗拉强度及压载稳定性方面均满足要求,并成功应用于某型号襟缝翼疲劳试验中,结果表明该加载技术能够准备、高效地实现大曲率弧形曲面结构双向载荷的施加,缩短试验周期,加快试验进度.     

大展弦比飞机机翼弯曲变形分析和测试方法

将大展弦比飞机机翼简化为变截面悬臂梁结构。基于线性叠加原理,将变截面梁划分为n段,推导出梁挠度的计算方程。根据机翼实际尺寸,并考虑机翼自重和外挂载荷建立变截面梁模型,将梁划分为5段、10段、20段计算梁的挠度。利用ANSYS有限元软件中几何非线性迭代方法,分析变截面梁受均布载荷时的变形。理论计算结果和有限元仿真结果吻合,验证了该计算方法的有效性。为计算大展弦比飞机实际飞行过程中机翼实时弯曲变形,在机翼上布置应变计并进行地面标定试验,得到载荷与应变之间的关系方程和机翼各段的弯曲刚度。通过采集飞行实测应变数据,结合标定方程将机翼各测试切面应变-时间历程转化为载荷-时间历程,再利用挠度计算方程计算机翼的实时弯曲变形情况。为大展弦比飞机飞行过程中机翼变形测试提供了一种工程测试途径。     

粘滞阻尼墙模型的振动台实验方法

粘滞阻尼墙是一种速度相关型的阻尼器,依靠粘滞材料的剪切变形来耗能.对粘滞阻尼器进行实验加载的传统方法是采用高速作动器,对实验设备要求比较高.为了降低实验成本,利用更普及的实验设备——振动台对粘滞阻尼墙模型进行加载,提出了一种新的实验方法:实验模型中完全由粘滞阻尼墙承担水平力,没有设置其它的抗侧构件;水平力由与粘滞阻尼墙内部钢板相连的配重的惯性效应产生;配重的自重通过承重构件传递到滑轮上.同时提出了高精度的数据拟合和分析方法,可以通过计算间接得到粘滞阻尼墙的滞回曲线.设计、制作了一个小比例实验模型,通过振动台加载,取得了很好实验效果,证明了所提实验方法的正确性.最后通过理论推导,针对利用振动台加载的实验设计提出了建议方法.     

变压心飞行载荷校准试验方法研究

校准试验是应变电桥法测量飞行载荷的关键环节。为模拟真实飞行时气动载荷压心随飞机机动而连续变化的特性，提出一种可变压心的载荷校准试验方法，对全机平衡和约束载荷进行计算分析，利用多点协调加载系统应用于某型飞机的机翼载荷校准试验。使用变压心加载工况对载荷模型进行验证，明确压心变化引起的误差，通过调整建模工况的压心分布对模型进行优化，机翼根剖面弯矩载荷模型适用范围为17%～90%,模型精度由5.54%提高到2.36%。优化后的载荷模型测得的纵向机动飞行载荷左、右机翼对称，压心变化在验证范围内，测量结果合理可靠。     

复杂载荷作用下锥筒变形及应力的有限元分析

对复杂载荷下锥筒受力情况进行分析,计算出复杂载荷,再应用有限元分析软件ANSYS建立分析模型,加载后进行求解并做后处理分析.通过对锥筒在3种可能载荷情况下的变形及应力计算分析,为工程设计提供了可靠的依据.     

履带起重机提升过程中臂架系统的动载荷计算

为了求提升过程中斜坡脉冲载荷作用下的弹性件动载荷,将履带起重机的臂架系统简化为两个自由度的线性振动模型;采用运动分析法建立了由振动引起弹性件变形的几何方程,运用能量法建立斜坡脉冲载荷的振动数学模型,并运用叠加法分别计算出斜坡脉冲载荷作用下的线性振动系统在最大加载的提升过程中弹性件的响应——位移、速度、加速度、动载荷及动载荷系数;针对影响动载荷的主要因素提出有效的控制方法,为保证设备平稳的工作提供了有效依据.     

某微型机火焰筒热弹塑性/蠕变应力计算

利用在研某微型发动机燃烧室炎焰筒起动加速过程中的壁温计算与热应力分析结果,考虑火焰筒温度载荷与内外壁面承受的气体压力差载荷,按轴对称模型用自动动态增量非线性分析有限元程序－－ＡＤＩＮＡ程序计算该回流式短环形火焰筒三种不同工作状态下的热弹塑性／蠕变应力,并分析应力沿火焰筒壁面的变化规律。     

基于角度误差的缝翼随动加载技术改进方法

在某型飞机缝翼疲劳试验中,采用随动加载技术,实现在缝翼翼面打开角度变化时载荷随动施加,为了解决试验中摆臂式随动机构旋转角度与缝翼打开角度之间误差偏大的问题,本文通过研究该飞机5段缝翼随动机构的几何数学模型,结合试验载荷谱波形,得到作动筒位移与角度误差的关系,确定角度误差的来源,研究随动机构各参数和载荷谱对角度误差的影响,提出一种基于角度误差的缝翼随动加载技术改进方法,并通过试验验证,结果表明该方法可以有效减小角度误差,对未来活动翼面的随动机构设计和载荷谱选择具有指导意义。     

QTH200渠道衬砌机机架载荷研究

对QTH200渠道衬砌机机架受到的静载荷和动载荷进行分析,确定了最危险工况。对机架进行了受力分析并进行了合理简化,在此基础上建立了机架的有限元模型,并计算出了该机架在受自重载荷、同时承受工作载荷及自重载荷两种工况下的位移场和应力场分布。对结果进行了分析研究,对机架的设计方案提出了改进建议。     

基于载荷设计的电动飞机复合材料机翼结构优化方法及试验验证

基于柔度法静气弹分析方法,对电动飞机复合材料机翼考虑气动弹性载荷的结构优化方法进行研究。以考虑翼型弯度的涡格法计算机翼气动载荷,并与CFD计算结果进行对比,验证其准确性。使用遗传算法对机翼结构进行铺层优化,以铺层度及铺层角度百分比为优化变量,结构重量最低为优化目标,强度及复合材料工艺性作为设计约束,对机翼结构进行优化,计算强度时考虑气动弹性载荷。最后通过静力试验验证仿真结果的准确性。研究表明直机翼考虑气动弹性载荷后翼根弯矩、剪力及扭矩均有增加,基于该优化方法可设计合适的机翼结构刚度,在满足强度设计要求同时能达到减重目的。     

飞行器概念设计中多学科优化模型的研究

多学科优化技术的发展有效地提高了飞机的设计水平,同时提高了设计人员对非常规布局飞机的设计能力。以一种双后掠飞翼布局飞机为研究对象,建立新的优化模型对其进行气动、结构优化。优化过程分为系统级优化和学科级优化。在系统级优化中,航程定义为飞机全局性能指标。在学科级优化模型中,把升阻比和展向气动载荷分布的综合气动性能作气动学科优化目标,结构重量作为结构优化目标。优化结果表明,优化模型可以高效的运行,优化方案更接近最优解。     

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。     

概念设计阶段机翼流固弱耦合设计系统开发

针对机翼概念设计阶段存在的气动载荷与结构变形之间的耦合效应问题,结合机翼概念设计阶段模型简化、快速估算的特点,提出了基于弱耦合迭代的流-固耦合效应的解耦方案。通过改进基于径向基插值函数的流-固耦合数据交换技术,采用基于最小变形能的气动载荷分布估算及惯性载荷的分布算法等技术,实现了气动载荷等效转换为结构载荷;并开发和验证了面向概念设计阶段的机翼气动-结构耦合设计原型系统,为实现机翼的气动结构耦合设计提供一种可行的替代方案,达到了提高气动载荷与结构分析载荷转化的效率,避免求解复杂的多学科分析模型的目的。     

基于PRO/ENGINEER的WFCAD系统菜单的开发

运用Pro Engineer软件开发了WFCAD(WeldingFixturesandJigsComputerAidedDesign)系统的菜单 ,以第一、二类杠杆 铰链焊接工装夹具为设计对象 ,就如何采用Pro Engineer的用户化工具包Pro Toolkit的开发步骤和使用方法进行了介绍 ,实现了第一、二类杠杆 铰链焊接工装夹具的计算机辅助设计 .     

基于Matlab的尾翼弹尾翼张开的运动分析与仿真

针对高速滑膛远程榴弹,要保证其飞行稳定性,必须采用张开式超口径尾翼稳定装置。本文对尾翼弹的尾翼稳定装置中活塞、尾翼片进行运动分析,根据其运动过程建立相应的数学模型,然后利用计算机对数学模型进行求解,根据解出的数据来验证该改进方案的可行性。     

机立窑水泥生产微机控制系统的设计

介绍了一种运用模糊控制技术的集散型控系统，该系统由上、下两级计算机系统组成，实现了机立窑水泥生产过程中的物料配比控制，预加水成球控制和煅烧控制。系统的软件由Ｃ语言实现，中文菜单驱动，具有动态实时显示，动态故障检测和停电自动保护等功能。     

后翼上反串置翼无人机气动特性研究

针对未来机体占用空间小并且具有高机动性飞行器的设计需求,提出后翼具有上反角的串置翼布局.采用N-S控制方程的有限体积法离散格式,选取剪切应力运输(SST)k-ω两方程湍流模型对以后翼上反角为变量的4组模型进行数值模拟分析.通过理论分析与验证机实验相结合的方法,研究了前后机翼间气动干扰特性以及后翼上反对飞行性能的影响.研究结果表明后翼上反角可避免平飞时前翼尾流对后翼的冲击,保证小攻角时的巡航稳定性.同时分析了由前后翼间持续相互干扰作用造成的不良影响,并提出了解决方案.研究论证了串置翼后翼上反能够替代垂尾起到横航向安定作用,并且通过取消垂直安定面降低了飞行器结构重量和浸润面积产生的阻力.      

大型采油实验系统中实时测控系统的设计

在现代的大型工业实验系统中，由计算机控制的在线实时自动测量与控制系统（ＣＡ－ＭＡＣ简称实时测控系统）是心不可少的关键系统，本文从一个实例出发介绍了在大型采油工艺实验站中实际应用的实时测控系统的设计，给出了详细的系统功能设计原理。该系统采用由二级计算机组成的分布式（ＤＣＳ）控制系统及多屏显示方式，以及全汉化的ＣＶＳ组态软件及ＡＭＸ８６高性能实时多任务操作系统，并介绍了一种单片机（８７９８）控制的井下测量传输系统。