摘要：作为J15的副总设计师,您主要负责哪些方面的工作？您带领团队攻克了哪些重大关键技术？曹奇凯：作为J15飞机项目副总师,主要负责载荷、强度的设计与试验工作。组织相关专业人员分析了舰载飞机的技术特点,梳理了飞机在特殊载荷、关键结构传力、特殊大载荷状态强度试验技术和静动载荷下的破坏模式等重大技术关键,并逐一攻克了上述关键技术,取得了项目的成功。

摘要：基于Mindlin板理论和拟协调层板单元理论构建了帽形复合材料加筋壁板层合板屈曲及后屈曲行为的有限元求解列式。采用Hoffman准则针对单层板的破坏效应进行描述。采用弧长法和基于渐近分析的路径转换技术定义了三种逐渐破坏状态,进一步确定了壁板的后屈曲承载能力。通过板梁结构的数值分析对本文层合板方法的有效性进行了验证。进一步针对典型的帽形长桁复合材料壁板结构屈曲及后屈曲行为进行了数值分析,预测了临界压力和后屈曲承载极限。方法的构建为复杂的长桁加筋结构板屈曲临界荷载预测及后屈曲承载能力预测提供了理论及软件技术基础,为进一步类似复杂加筋复合材料结构设计和优化提供了有效方法,可有效降低试验成本并提高设计效率。

摘要：研究了现代战斗机机动过程与飞行载荷综合设计中几个关键问题,结合算例对飞行载荷弹性修正、机动过程弹性修正、机动载荷减缓进行了综合论述.研究表明:结构的弹性变形对飞机弹性气动载荷以及机动过程具有较大的影响,通过使用现代控制技术可以对机动载荷进行有效减缓.研究工作可以为现代战斗机的机动过程与飞行载荷分析与研究提供参考.

摘要：为深度挖掘老龄飞机的寿命潜力,提出并应用了基于增量考核的飞机延寿方法。以寿命增量考核为主线,围绕定基点、再更新、获增量展开。通过将体现飞机使用严重程度的当量飞行小时作为延寿基点,科学处理了老龄飞机已消耗寿命。开展4种不同状态到寿飞机的深度拆毁与损伤评估,全面掌握机体疲劳关键薄弱部位,确立机体结构修理基点。建立以疲劳薄弱部位耐久性修理为核心、关键部位新型增材修复、隐蔽区域高精度损伤检测为支撑的规范性飞机延寿大修技术体系。以较小的重量代价,大幅改善了机体结构原有疲劳品质,实现对累积损伤"清零"与结构状态"统一",消除所有影响飞行安全的隐患与故障,实现了对机体结构的"再更新"。进而通过全尺寸疲劳试验系统验证更新飞机的寿命增量,形成了完整的飞机结构修理与延寿相结合的技术体系。

摘要：由于折叠机构间隙的存在,折叠翼的刚度特性呈非线性关系特性,工程实践中需要有效的方法,建立并求解折叠翼的非线性气动弹性方程。该文提出了弦向多个自由度具有结构非线性刚度的折叠翼颤振分析方法,并对典型折叠翼面进行了非线性颤振分析。利用动态子结构方法建立了非线性气动弹性方程,分别在频域和时域给出了颤振求解方法。对比工程软件的计算结果,验证了该方法是否满足工程计算精度的要求。通过对典型折叠翼的计算得到以下结论。在弦向多个位置具有初载间隙型非线性的典型折叠翼结构在一定速度范围内会产生稳定的极限环振荡,在一定速度范围内结构响应与初始扰动相关,后缘铰链振动相比于前缘更加剧烈,初载角较大时振荡更加剧烈。

摘要：本文对颤振主动抑制控制律进行了研究。研究对象为一小展弦比带外侧导弹的机翼颤振模型,模型具有外侧后缘控制面。依据该模型的全部动力特性和刚度特性,以最优控制为基础,采用动态补偿器方法,设计了两阶控制律。对该控制律进行了风洞实验验证。实验结果表明:颤振临界速度提高了14％以上。理论计算结果与实验结果一致。

摘要：以大展弦比无人机为例,研究刚体运动对飞机纵向气动伺服弹性(ASE)稳定性以及弹性运动对飞机纵向飞行力学稳定性的影响。针对带有反馈控制的飞机,建立了时域的刚体/弹性耦合运动方程;以刚体运动频率与一阶弹性频率的比值为参数,分别研究有无刚体模态时的ASE系统稳定裕度和有无弹性模态时的飞行力学稳定裕度。数值仿真表明,当飞机刚体运动频率与一阶弹性频率的比值大于0.01时,飞机刚体运动对ASE稳定裕度的影响逐渐显现;当该频率比值大于0.03时,飞机弹性运动对飞行力学稳定裕度的影响开始突现;当该频率比大于1时,刚体弹性耦合效应不可忽略。

摘要：舰载战斗机是航空母舰上的主要武器,为满足舰面起飞、着舰和停放等要求,舰载机需围绕起落架系统、拦阻钩系统和翼面折叠系统等"特征结构"进行设计。先进舰载战斗机着舰冲击能量是陆基飞机的6倍以上、拦阻带来的水平载荷超过陆基飞机的15倍,因此特征结构的高载荷对强度设计提出了更高的要求。围绕舰载机"特征结构"及"特征载荷",开展了主要的设计工作,包括:"特征载荷"计算,即起落架载荷、拦阻载荷和折叠载荷计算;"特征结构"的强度设计及试验验证,包括起落架系统、拦阻系统、翼面折叠系统的动力学仿真计算、静/疲强度分析、折叠翼面的非线性颤振分析以及综合试验验证;"特征载荷"对其他机体结构强度的影响分析,包括着舰载荷对起落架支撑结构强度的影响、拦阻载荷对后机身支撑结构强度的影响、拦阻着舰的全机动力学响应以及着舰载荷与拦阻载荷的共同作用对全机结构强度的影响;体现舰载机"特征结构"强度特点的试验验证方法等。上述研究成果已成功应用于先进舰载战斗机设计中。

摘要：为在飞机结构设计阶段进行钛合金焊接件的疲劳强度评估,采用军机DFR方法进行了TC4-DT钛合金电子束横焊缝试件的疲劳分析,并对其进行了试验验证。首先,进行了TC4-DT钛合金电子束横焊缝试件的DFR基准值测试,得到DFR基准值为470MPa;其次,为了验证军机DFR方法分析结果的可靠性,进行了TC4-DT钛合金电子束横焊缝试件在随机谱下的成组疲劳试验,采用断口判读技术确定裂纹萌生寿命,得到了随机谱下的试验中值寿命;最后,利用测得的DFR基准值,采用军机DFR方法评估得到随机谱下成组试验的试验件中值寿命以及对应试验中值寿命的应力水平。对比分析结果表明:分析寿命比试验寿命低10%,分析的应力水平比试验应力水平低3%。此结果表明军机DFR方法略偏保守,与DFR方法计算结果偏保守的特征一致,也验证了军机DFR方法在TC4-DT钛合金电子束焊接件上应用的可行性。

摘要：文中用中心差分法和MATLAB对空中加油的动力学过程进行了数值计算,计算出了极限情况下的受油探头载荷。在软管和锥套的对接过程中,如果绞盘系统出现故障,将不能及时收回多余的软管,软管在自重作用下,会出现松弛,进而导致一种软管"抽打"现象,这时会形成很严重的探头载荷。文中的计算对加油吊舱和受油探头的设计具有重要的指导意义。