摘要：根据气动专业对某机型后缘襟翼气动要求及输入条件,采用空间位移矩阵方法完成后缘襟翼滑轨设计。对后缘襟翼各类机构驱动方式进行了对比研究,选择了滚珠螺旋丝杠驱动机构作为后缘襟翼驱动机构,满足了机构内埋的要求,并对该后缘襟翼机构进行了运动分析,研究其运动的合理性。最后,基于LMS *** Motion模块,对后缘襟翼机构进行了动力学分析,研究后缘襟翼机构在襟翼气动工况下的运动情况及受力情况。

摘要：针对无人靶机零长发射起飞的动力响应问题,基于刚柔耦合动力学建立靶机零长发射的靶机-火箭-发射架动力学模型,考虑靶机与滑块、火箭的连接接触关系及气动载荷、发动机推力的作用,分析靶机零长发射过程中机身、机翼在火箭推力冲击作用下的动力学响应,得到了靶机起飞过程中的姿态与强度特性,并探讨发射参数(油箱载荷、发射角度及重心偏差)对发射过程机身的影响。结果表明,标准发射工况下,与试飞试验数据对比,飞行速度、过载一致性良好,过载分布合理,结构动强度在材料强度许可值内。通过分析不同发射参数,发现油箱保持半油状态靶机可以进行零长发射;不同发射角度会影响靶机发射后的飞行高度,且发射角度越大,飞行高度越大,但对机身的动响应影响较小;机身重心与推力线之间的偏差对靶机零长发射的姿态影响较大,靶机在标准工况满油发射时质心不宜过低。此方法可用于无人机零长发射过程中的动力学计算,为机身结构强度设计及姿态分析提供指导。

摘要：针对缓冲着陆过程中靶机气囊的瞬态动力学响应问题,采用显式动力计算方法和均压气囊模型分析靶机气囊缓冲着陆阶段机身、机翼在冲击作用下的动力学响应,得到靶机回收过程中的姿态与强度特性和气囊变化参数。探讨了气囊缓冲参数(排气口面积、气囊初始内压及排气阈值)和靶机状态等参数对靶机着陆过程中机身的影响。结果表明:标准工况下,经过气囊缓冲后的靶机姿态、强度符合安全着陆要求。通过分析着陆过程中的相关参数发现,气囊排气口面积对缓冲效果影响较大,气囊排气压力阈值和初始内压影响较小,同一气囊对靶机不同着陆初始速度的适应性高,带有俯仰角的靶机后着陆后机身部分区域的局部应力偏大。该方法可以广泛用于飞机气囊缓冲的动力学计算,结合气囊落震试验以获取相应的气囊参数和机身结构响应数据,为靶机设计提供依据。

摘要：梳状对接结构通过受拉紧螺栓连接并传递载荷,采用有限元网格分割和overclosure tying连接方式模拟结构预紧力的影响,并应用拉丁超立方试验设计方法和Kringing代理模型技术对梳状对接接头螺栓槽尺寸参数优化,根据优化结果对结构进行了改进设计,使其材料分布更为合理,减轻了结构重量,并运用材料非线性接触应力算法进行强度校核,验证了结构的可靠性.

摘要：采用英国商用流体系统仿真软件Flowmaster,对某型航空发动机滑油系统进行仿真建模,基于传热学的基本原理,对Flowmaster软件进行二次开发,模拟真实滑油箱边界条件,分析了在飞机飞行包线工况下,飞机滑油供油、回油温度变化趋势,将仿真结果与飞行试验数据对比,两者基本一致,表明系统模型准确可靠,这一建模思路和分析方法,对后续飞机滑油系统热负荷分析具有很高工程指导价值。