在军事实战化训练强度全面提高的背景下,战斗机液压导管频繁出现裂纹、漏油等严重威胁飞行安全的故障情况。针对后机身液压导管疲劳寿命与机体结构寿命不匹配的问题,重点以装配误差作为液压导管疲劳寿命主要影响因素开展仿真分析研究。从随机振动载荷疲劳寿命分析入手,运用数字建模方法绘制典型管路模型,结合Miner线性累计损伤理论,利用有限元分析软件设置疲劳计算程序对正常装配液压导管疲劳寿命进行仿真评估。根据管路不同装配误差情况调整模型设置,基于结构动力学理论,对不同装配误差下的液压导管进行疲劳寿命分析,得到当装配误差大于0.73mm,液压导管疲劳寿命将低于3 000飞行小时机体寿命的分析结果。研究成果为进一步开展航空液压导管装配理论研究提供了技术支撑和经验参考。

针对传统的基于固定阈值的故障检测及诊断方法虚警率高,无法有效实现液压伺服系统的故障检测与隔离,提出了一套基于多级观测器的液压伺服系统自适应故障检测与隔离方法。首先,采用第1级RBF网络作为液压伺服系统观测器,通过比较观测器估计输出值与实际系统输出得到残差信号。其次,采用第2级RBF神经网络产生自适应阈值,实现了液压伺服系统自适应故障检测。最后,采用小波包分析提取残差信号特征,利用第3级RBF神经网络实现系统的典型故障隔离。实验结果表明,利用多级观测器模型能够有效实现液压伺服系统的自适应故障检测及隔离。

等离子体流动控制作为一种新型的主动流动控制技术,可显著提升飞行器的气动性能。采用纳秒脉冲气动激励进行了某型无人机流动分离控制实验。实验结果表明:纳秒放电和毫秒放电的激励电压几乎相等,但是纳秒放电产生的电流(30A)比毫秒放电电流(0.1A)大得多;纳秒脉冲气动激励在流场中诱导产生近似向上的冲击波,最大诱导速度不超过0.5m/s;纳秒放电的快速温升效应在静止空气中诱导产生冲击波,冲击波的持续时间约为80μs,传播速度约为380m/s;当激励电压大于一定阈值时,纳秒脉冲气动激励使得该型无人机上表面的流动分离得到抑制,临界失速迎角从20°提升至27°,最大升力系数增大11.24%。探究放电频率对流动控制效果的影响规律,结果表明:最佳激励频率是使得施特劳哈尔数为1的频率值;在附面层流动控制方面,纳秒脉冲气动激励较毫秒脉冲气动激励更加有效;...

目前,利用发动机地面试车噪声特性预测飞机起飞着陆噪声级往往忽略了飞机机体气动噪声的影响。针对这一点,对机场飞机噪声进行了分析,提出利用Ffowcs-Williams&Hawkings声学模型对飞机机体气动噪声进行预测,并以空客A380飞机为例,采用Ansys Fluent仿真平台对其机体噪声进行了仿真分析,获得了流场流线和声压强度图。结果表明,飞机机体噪声是一种宽频噪声,漩涡强度和声压脉动主要集中在机翼和机腹面,由翼根至翼尖逐渐增大,在翼尖区域达到最大值,飞机正下方合成声压级远高于其他方向。

为了研究螺距和孔隙对螺栓连接自松弛的影响,建立了带螺纹的三维螺栓连接有限元模型,使用Newmark算法进行了螺栓连接横向振动瞬态求解,分析了不同螺距和孔隙对螺栓连接横向振动自松弛的影响。研究结果表明在横向循环载荷作用下,粗牙螺纹的螺栓连接相比细牙螺纹的预紧力下降速度要慢、螺纹啮合面和承压面的滑移要剧烈,因此细牙螺纹较粗牙螺纹不容易发生自松弛;孔隙越大螺栓连接预紧力下降速度越快、螺纹啮合面和承压面的滑移越剧烈,因此,孔隙越大越容易发生自松弛。

针对不同控制面偏转方式对弹性前掠翼静气弹特性的影响,基于计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)松耦合静气动弹性数值计算方法,计算和分析了不同迎角、动压及马赫数条件下前、后缘控制面联合偏转对前掠翼模型的气动特性和弹性变形特性的影响。计算结果表明:控制面偏转对前掠翼飞机静气动弹性特性影响较大;当迎角变化,同向偏转方式的气动特性和弹性变形特性较好,α=4°时,弹性机翼的升阻特性较好;当动压变化时,反向偏转方式的气动特性和弹性特性占优,最大升阻比较同向偏转提高约7%,反向偏转方式气动特性较好,最大升阻比较同向偏转提高约7%;当马赫数变化时,弹性机翼条件下3种模型分别在Ma=0.7时升力系数达到最大值。计算结果可以为前掠翼飞机的实际应用提供参考。

结冰对飞机的空气动力学影响特性是飞机结冰研究的重要内容。构建了具有典型大型客机几何外形的背景飞机模型,基于RANS方法对机翼结冰条件下全机的复杂空间流场结构及气动特性进行了研究。研究结果表明,机翼结冰主要影响背景飞机失速点附近的气动特性,翼面分离始发大幅提前、分离梯次完全消失是全机失速特性恶化、气动边界缩小的直接原因。研究可为深刻认识飞机结冰对气动力影响的流动机理提供支撑,为大型飞机结冰后的气动特性分析及飞行动力学研究提供依据。

为了考察平尾偏转角度对飞机着陆滑跑性能的影响,通过计算流体力学进行气动数据储备,利用多体动力学建模方法,建立了能够反映飞机气动特性随迎角和平尾偏角变化而变化的飞机着陆滑跑动力学模型,在不同的飞机平尾偏转工况下进行了着陆滑跑仿真计算。经过验证,该动力学模型能够较好地反映飞机着陆滑跑时不同平尾偏转角度下动力学特性,仿真结果表明平尾前缘下偏(拉杆)能够有效缩短着陆滑跑距离。

为预防因液压导管相互之间,或与机体结构、设备机箱间靠磨引起的液压导管损伤或破裂,导致飞机液压系统故障或失效等问题,提出基于声发射技术的飞机液压导管靠磨损伤检测方法。通过检测导管靠磨损伤的声发射信号,在时域内进行特征参数分析,特征提取和损伤模式识别,从而判断导管是否存在靠磨损伤。在明确了导管靠磨的定义,介绍了导管靠磨的物理过程和机械损伤机理基础上,采用关联图分析对声发射信号特征参数进行分析和处理,并在飞机上进行了振动载荷作用下液压导管靠磨损伤检测实验,结果证明检测方法可行。

提出了一种新的变量液压泵稳态仿真计算模型恒流源恒压源模型.该模型将变量液压泵等效为液阻、压力突变、恒流源构成的一般液压元件.在对液压系统进行稳态仿真过程中使用该模型变量液压泵以普通液压元件的形式出现在系统回路不必将其简化为一个边界点.