摘要：锁止系统在武器挂载与投放过程中承受的集中载荷可能导致铰链和运动副产生机械磨损,进而影响武器挂架机构系统的功能可靠性,文中重点探讨运动副磨损演化对锁止系统可靠性的影响。构建了锁止系统的刚柔耦合多体动力学模型,以模拟挂架在不同承载工况下的动态行为。通过Archard磨损模型精确计算了主要运动副的磨损量,为后续可靠性分析提供数据支撑。采用响应面法设计了锁止系统可靠性分析的正交试验,并通过蒙特卡罗法模拟得到了锁止系统在设计寿命内的可靠性退化规律。研究结果表明运动副磨损对机构运动功能和精度影响显著,在设计寿命内机构的运动可靠度可维持在99%以上。然而,当使用时间超过设计寿命2倍时,可靠度显著下降至约85%,通过灵敏度分析得到了不同磨损位置对可靠性的影响程度。研究结果不仅为锁止系统的优化设计提供了科学依据,也为武器挂架锁止系统的可靠性评估和维护策略提供了新的视角和方法。

摘要：提出了一种由通孔悬臂梁和质量块组成的新型声子晶体构型,并对包含该构型的二维周期阵列板的带隙特性进行了数值分析和实验验证。结果表明,所提出结构中存在多条弯曲波带隙,其形成机理是由于基体中弹性波与局域共振结构谐振特性发生耦合,且带隙的宽度与耦合强度相关,进一步研究发现模态有效质量占比是模态是否产生带隙的一个考量标准。同时,研究了局域共振单元的晶胞常数和几何参数对带隙的调控规律。基于以上研究,通过改进原始局域共振结构,得到了更加丰富的带隙特征,为宽频带隙的设计提供了一种可行的思路。通过仿真计算和实验得到了有限周期结构板的振动传递率,其衰减频段与带隙范围基本吻合,表明了该结构具有良好的低频减振性能,且结构简单,在减振降噪领域具有广阔的工程应用前景。

摘要：针对风洞试验模型系统辨识不准确的问题,利用自适应LMS(least mean square)滤波器模型对跨声速风洞模型进行系统辨识。由于实测信号中存在多模态耦合,为了提高系统辨识精准度,首先对输入输出信号作了FRF(frequency response analysis)分析得到试验模型俯仰方向前两阶模态,其次利用快速Fourier变换进行模态解耦,接着利用自适应LMS滤波器模型、传递函数模型、多项式模型对俯仰方向单模态进行系统辨识,最后得到了基于自适应LMS滤波器模型的俯仰方向一阶、二阶模态滤波器系数。通过对比不同数学模型的输出与输入之间的相关系数和均方误差及辨识结果,表明自适应LMS滤波器模型具有更高的系统辨识精准度和更简洁的数学模型结构。为后续风洞试验模型振动主动控制计算法的设计提供有力支撑。

摘要：某型飞机在飞行过程中,机翼将产生最大可达3米的变形,该变形将严重影响安装在飞机机翼上钢索传动装置的操控性能,同时考虑操控性能在真实飞行过程中的成本、难度、风险问题,构建了地面机翼弯曲模拟系统。首先,构建了由16套机构组成的全机翼半物理仿真模型,各机构均安装有一套位移伺服控制系统和一套角度伺服控制系统。然后对系统的角度控制及位移控制进行了建模、仿真研究,提出了有效的前馈和模糊控制相结合的控制策略。最后搭建了实验验证系统并进行了验证。结果表明:该系统设计合理,实用性强,满足钢索在机翼弯曲变形下的操控性能测试。

摘要：板壳这类薄壁结构在诸多工程领域得到广泛应用,预测其断裂行为对工程结构的完整性设计和强度评估具有重要意义。超弹性板壳断裂行为的数值仿真需同时考虑复杂的运动学描述、超弹性本构关系、几何非线性和断裂损伤对弹性常数的退化,因此具有一定的挑战性。将Kirchhoff-Love(K-L)板壳理论与断裂相场法结合,采用T样条对位移场和相场的一、二阶偏导进行数值离散,满足了K-L板壳理论对形函数C^(1)连续的要求,建立了超弹性K-L板壳相场断裂模型的等几何分析数值格式,模拟了超弹性K-L板壳在均布载荷和位移加载下的断裂失效行为,研究了高斯曲率对超弹性K-L壳断裂性能的影响。数值模拟结果表明:所建立的数值格式可以有效地捕捉板壳在均布载荷下的复杂裂纹扩展路径,模拟得到的位移场可以有效地反映材料的裂纹分布情况;具有负高斯曲率的薄壳在承受内压作用时具有较好的断裂性能,可以承受更大的内压。

摘要：高速共轴刚性旋翼在前飞状态下会产生复杂的非定常涡干扰流动结构及较强的激波,对高速直升机的气动、噪声及振动特性有着重要的影响,这些流动现象的高分辨率捕捉是高速直升机CFD研究中的难点之一。发展了可在大规模并行计算中实现负载均衡的运动嵌套网格系统,提出了能够在人工边界上保持高阶精度的高效嵌套关系辨识及插值方法;在嵌套网格上应用了发展的谱特性自适应优化的五阶非多项式重构WENO格式(WENO-K)和改进的延迟脱体涡模拟(IDDES)方法,从而提高对非定常多尺度流动结构的空间数值分辨率及时间保持能力。针对简单四桨共轴旋翼及X-2验证机的八桨共轴旋翼,进行了非定常涡流场高精度数值模拟,研究了高速共轴刚性旋翼桨尖涡结构的生成、发展、演化过程及涡干扰机制。计算结果表明,高阶格式结合IDDES方法能够显著降低数值耗散并提高多尺度湍流结构的分辨率,捕捉到了桨尖涡的高速发展演化过程及桨-涡干扰现象,并能够分辨出桨叶后缘生成的马蹄状的精细涡面结构,有利于高速共轴旋翼涡流场干扰机制及气动噪声的深入研究。

摘要：为评估发动机安装后,机体是否对发动机进气存在不利影响,本文通过数值模拟方法,研究了高低速情况下BWB300机体对发动机进气品质的影响。结果表明:高速情况下,发动机前高速气流能完全满足BWB300进气需求,故BWB300机体不会对发动机进气品质造成明显影响;而低速时,由于发动机进气流量需求大且其前方气流流速低,机体表面若存在流动分离,分离气流会较易被发动机吸入,从而降低其进气品质。故对类似BWB300的上置式发动机布局飞机而言,飞发一体化设计时应避免机体表面流动分离首先发生在发动机位置附近处。

摘要：高效的网格变形方法可以大幅提高流固耦合数值模拟、基于高精度计算流体动力学(CFD)分析的气动外形优化设计等问题的计算效率。常规的基于径向基函数(RBF)的网格变形方法在变形控制点增多时,会引起网格变形计算量激增,而采用减少变形控制点的方法减小计算量,会带来拟合精度的损失。针对已有RBF网格变形方法计算效率与计算精度不能两全的现状,提出了一种空间嵌套径向基函数模型(SN-RBF),发展了基于SN-RBF模型的高效网格变形方法,在保证网格变形精度的同时大幅度提高了网格变形效率。发展的SN-RBF模型采用多个物理空间相互重叠的子模型代替样本点较多的径向基函数模型,大幅度缩短了径向基函数法网格变形的建模时间。鉴于其便于并行的优良特性,还发展了基于该网格变形方法的并行建模方法与并行网格变形方法,使得网格变形效率得到进一步提升。测试算例表明,建模样本点越多,网格变形效率提升越显著。其中CRM翼身组合体算例,建模效率提升高达16947倍,网格变形效率提升高达5218倍。

摘要：冰脊会造成机翼气动性能的降低,是危害飞行安全的重要因素。利用结构化网格和中心有限体积法求解N⁃S方程获得空气流场,运用拉格朗日法获得水滴撞击特性,基于Messinger结冰热力学模型针对NACA 0012翼型的结冰进行了数值模拟,获得的冰型与实验结果吻合良好,验证了计算方法的准确性与可行性。在此基础上,在NACA 0012翼型上设置防冰区并考虑防冰热载荷的作用,对大水滴条件下冰脊的形成过程进行了数值模拟,得出了环境温度、液态水含量和防冰热载荷对冰脊形成的影响规律。此外,通过在冰脊形成位置布置纳秒脉冲阻挡介质放电(Nanosecond dielectric barrier discharge,NSDBD)等离子体激励器,探究了在大水滴条件下NSDBD对冰脊的防护效果。研究结果表明:在大水滴情况下,环境温度的增加使得冰脊的范围增加而高度降低;液态水含量的增加使得冰脊的范围增大并且高度增加;防冰热载荷的增加可以增加防冰区内水分的蒸发,进而减少冰脊的生成;大水滴情况下可能由于水滴直接撞击至下翼面防冰区外进而导致冰脊的形成;NSDBD对空气进行加热,增加溢流水的蒸发,使得低液态水含量下形成的冰脊消失,使得高液态水含量下冰脊的形成位置推后。

摘要：飞机舵面作为产生维持飞机可控飞行所需控制力的部件,在空战条件下极易遭受毁伤,开展飞机舵面毁伤评估对飞机类目标的精准毁伤评估、整机易损性降低、战场生存能力提高具有重要意义。本文回顾了飞机舵面毁伤评估的基本组成,分别从毁伤评估对象、损伤模式分析、低易损性设计和增稳控制算法4个方面总结了舵面毁伤评估的研究体系,重点分析了用于舵面毁伤评估的6项关键技术。在此基础上,针对未来战机高生存力设计和快速、精准毁伤评估技术的需求,结合未来关键技术发展趋势,从功能毁伤角度分析了舵面毁伤评估需要关注和亟待解决的问题。