一种自适应双腔缓冲器动力特性研究

建立了一种基于弹簧自适应控制油孔面积的双气腔双油腔缓冲器动力学模型和分析方法,同时也建立了一种三维摇臂式起落架着陆动力学模型.对某型号飞机起落架着陆缓冲性能进行了计算分析,并进行了落震试验验证,结果证明了本文建立的动力学模型和分析方法是正确的,并已成功地应用于工程.     

着陆冲击力对起落架摆振的影响

为了分析着陆冲击力对起落架摆振特性的影响,考虑支柱缓冲器的负油孔面积,在ADAMS中建立了某飞机起落架的虚拟样机模型,并对该模型进行了动力学分析,得到了起落架缓冲系统负油孔面积对轮胎与地面之间接触力的影响曲线、对前轮摆角的影响曲线、在不同垂直降落速度下摆幅的对比曲线,并结合摆振基本理论进行分析。结果表明：负油液阻尼孔面积减小或飞机触地垂直降落速度增大时,对应的着陆冲击力增大,使摆幅增大;当负油孔面积小于50.5mm2或飞机着陆时的垂直降落速度大于1773mm/s时,由于着陆冲击力过大,使摆振极不稳定。     

舰载飞机起落架突伸时外筒应力陡增分析

分析了某舰载飞机斜板滑跃起飞试飞时,前起落架在机轮出斜板而卸载后,缓冲器外筒轴向应力未减小反而陡增的现象。在介绍缓冲器结构、工作原理和受力数学模型的基础上,建立了缓冲器外筒轴向应力的计算模型;结合对实测数据的分析,揭示了缓冲器外筒应力陡增的原因。结果表明:外筒轴向应力与缓冲器的行程和活塞运动速度相关,起落架出斜板后外筒应力陡增的主要原因是起落架突伸时,活塞杆高速伸出引起油液阻尼力大幅增加及高速伸出的起落架的下部质量在反阻活门关闭瞬间对外筒底面的撞击。     

某新型直升机“地面共振”初步分析

对某新型直升机垂直起落状态“地面共振”初步分析,采用经典的空间动力模型进行计算.文中给出了该机“地面共振”初步计算的计算方法和计算结果,并得出初步计算结论.根据现有条件,该机暂时无法做起落架刚度、阻尼试验,在初步计算中,起落架的全部动力学参数都是根据理论计算或经验公式得出的,包括起落架传递系数,缓冲器和机轮的静压曲线、刚度阻尼特性等.本文推导了这些参数的计算方法以及全机平衡状态计算的计算方法.     

薄壁金属管在中高速冲击下的缓冲特性研究

薄壁金属管塑性变形缓冲器通过塑性变形吸收能量,是冲击动力学领域所用缓冲器之一。通过试验和数值模拟研究了薄壁金属管塑性变形缓冲器在中高速冲击下的缓冲特性。通过空气炮试验,得到了薄壁金属管在中速冲击下的变形特点及缓冲力,分析了薄壁金属管在中高速冲击下的变形机理。研究了薄壁金属管半锥角、冲击速度、冲击质量对薄壁金属管缓冲性能的影响。结果表明:随着冲击速度的提高(30m/s~500m/s),缓冲力稳定性降低,缓冲力波动范围从8.2k N提高到19.9k N,最大缓冲力从19.9k N提高到34k N;半锥角不同会影响薄壁金属管的最大缓冲力;当冲击速度大于100m/s时,薄壁金属管缓冲力稳定性不受冲击质量影响。     

飞机起落架着陆撞击动力分析

根据现有沿－气式缓冲器结构形式,针对模拟起落架着陆撞击过程的落 震试验模型,考虑起落架航向刚度和阻尼的影响,依据撞击过程中各变量间的运动关系,建立了描述着陆过程中的运动微分方程组,并采用龙格库塔法对运动微分方程组进行求解。最后采用该方法对Ｋ８飞机主起落架（单腔）和某机起落架（双腔）落震试验过程进行了模拟,并与试验结果进行了比较,发现计算结果与试验结果吻合较好。     

基于落震试验的油—气式起落架气体压缩多变指数变化规律研究

气体压缩多变指数是油气式起落架缓冲性能计算中的重要参数。通过对某型飞机油气式起落架落震试验中气腔压力数据的监测,对不同落震投放高度下气体压缩多变指数进行识别。利用最小二乘法,对多变指数变化曲线进行三次拟合,得出活塞杆压缩过程中气体多变指数的变化规律。本文建立了某型飞机起落架落震试验仿真分析模型,将拟合曲线引入仿真计算模型,对比了定常多变指数计算模型和非定常多变指数计算模型仿真结果。相对于定常多变指数模型,非定常多变指数计算模型仿真结果和试验对比误差小于定常多变指数计算模型,提高了仿真分析精度。     

汽车模拟碰撞用液压缓冲器的动态仿真

汽车模拟碰撞(台车试验)用缓冲装置是汽车零部件安全试验中一个非常关键的设备。应用孔口节流理论，建立了汽车模拟碰撞用液压缓冲器的力学模型，同时对主要参数对模型的影响进行了具体的讨论。试验证明，进行参数优化后，计算曲线能够很好地模拟试验曲线。该仿真过程可以为类似液压缓冲器的理论建模和调试提供依据。     

粘弹性复合桁架动态特性温度影响的实验研究

通过实验研究了一种可用于桁架结构阻尼控制的粘弹性阻尼构件的动力学特性和温度特性。在此基础上,进一步就环境温度变化对粘弹性复合结构动力学特性的影响作了实验分析。实验结果表明：粘弹性阻尼构件对结构阻尼控制的效果明显,环境温度的变化直接影响粘弹性阻尼担构件的动力学特性,并通过阻尼构件引真情整体结构动力学特性的改变。     

退火温度对氧化铬薄膜结构和高温摩擦学性能的影响

采用电弧离子镀技术在GH-4169高温合金基体上沉积氧化铬薄膜，并对薄膜进行了不同温度的退火处理，系统研究了不同退火温度(500、600、700和800 ℃)对薄膜形貌、薄膜结构、薄膜力学性能及薄膜摩擦学性能的影响. 结果表明:随退火温度升高，薄膜表面缺陷减少，氧化铬晶化趋于完善，薄膜硬度下降. 高温摩擦学性能方面薄膜经500和600 ℃退火后，在环境温度从室温到800 ℃宽温域范围内摩擦系数较退火前均有所增加；经800 ℃退火后的薄膜在环境温度为400~600 ℃时的摩擦系数均明显下降，但室温摩擦系数明显升高，宽温域内摩擦系数波动较大；700 ℃退火后薄膜宽温域内摩擦系数在0.21~0.33之间，波动较小.      

气压变化对光纤陀螺仪零偏稳定性的影响及改进

研究了气压变化对光纤陀螺仪零偏稳定性的影响,提出了降低光纤陀螺仪气压灵敏度的设计方法。理论分析并实际测量了气压变化对光纤陀螺仪零偏稳定性的影响,试验研究了光纤环浸胶固化和密封这两种降低光纤陀螺仪气压灵敏度设计方法的有效性。结果表明,变气压条件下光纤陀螺仪的零偏稳定性劣化1~2个量级,对光纤环浸胶固化后,光纤陀螺仪的气压灵敏度减小1倍,可以在一定程度上减小空气的扰动,改善气压变化对光纤陀螺仪的影响。而对光纤陀螺仪进行密封设计是一种更有效的措施。对光纤陀螺仪进行密封设计后,光纤陀螺仪的气压灵敏度为零,光纤陀螺仪零偏稳定性基本不受变气压环境的影响,解决了光纤陀螺仪受气压变化影响精度的问题。     

一种直降式滑橇减震器性能研究

为验证无人机伞降回收系统的直降式滑橇着陆装置的动力学性能,对其着陆缓冲过程进行数学模拟构造了该装置的动力学模型,通过数值求解得出了该装置缓冲过程的动态特性。对其着陆压缩过程的动力学模型进行了简化,计算结果可用于减震器参数的确定。落震试验结果表明:动力学模型能准确模拟着陆装置的缓冲过程;以5m/s着陆时过载仅为6.8g;本文所采用动力学模型的数值求解结果与实验结果一致,误差小于5%。     

加载速率与环境温度对黏土岩力学性质的影响

利用SHT4305伺服压力机系统,对黏土岩试样分别在0.1MPa/s、0.3MPa/s、0.5MPa/s、0.7MPa/s、0.9MPa/s的加载速率和25℃、55℃、85℃、115℃、145℃的环境温度下实施单轴压缩试验,分析了不同加载速率和不同环境温度对黏土岩的峰值强度、弹性模量、应变状态、破裂形式、反应过程以及变化机制的影响。研究发现,黏土岩试样在不同加载速率和环境温度作用下,破坏过程经历压密、弹性、塑性、破坏四个阶段,其中塑性阶段差异化明显。黏土岩峰值强度与加载速率近似线性相关;在环境温度的作用下,黏土岩峰值强度与弹性模量随温度的增加呈现出先增大后减小的趋势。上述研究结果对高放核废物处置库选址等领域备选具有重要的理论意义和参考价值。     

考虑温度效应的索梁面内动力学建模及特性分析

根据增量热场理论,温度变化影响下索梁结构会形成新的热应力平衡状态．因此基于已有的索梁结构非线性动力学模型,结合与斜拉索张拉力和垂度相关的无量纲参数,重新建立考虑温度变化影响下索梁结构面内振动的动力学模型,并推导其面内非线性运动方程．接着开展特征值分析,得到包含温度效应的索梁结构面内振动频率的超越方程及模态振型函数．通过算例研究温度变化对不同刚度比的索梁结构影响,得到其前四阶面内振动的模态频率与温度变化的关系曲线．研究结果表明：面内模态频率受温度变化影响明显,其影响程度与刚度比大小和模态的阶数密切相关,温度变化对低阶模态频率的影响比对高阶模态频率影响更为复杂;升温和降温对索梁结构面内振动特性的影响不对称;此外温度变化会导致频率偏转点的位置发生漂移．     

高速电梯气动特性研究与风口设计

高速电梯运行时，井道内气压的快速变化会对轿厢运行的稳定性及安全性产生极大影响．为解决上述问题，提出了三种在井道壁面上开风口的设计方案，运用计算流体力学分析软件FLUENT对电梯运行过程中的空气流动状态进行数值仿真，同时改变风口形状以及数量，对井道内风速变化、轿厢所受气动阻力及气动力矩进行分析．分析结果表明，在提出的三种开风口方案中，上下圆形风口为最优，与未开风口时相比，轿厢气动阻力减小22.05 %，侧翻力矩减小29.87 %，俯仰力矩减小18.02 %．最后进行试验验证，表明了开风口方案的有效性，研究结果可为井道风口的设计提供理论依据．     

两栖UAV滑跳动力学特性仿真研究

基于空气动力学、势流理论和二元平面滑行理论,建立了两栖UAV入水滑跳动力学模型,重点对两栖UAV入水滑跳动力学特性进行了分析,并研究了多种入水条件对滑跳状态的影响.结果显示:(1)两栖UAV触水瞬间,姿态出现明显变化,UAV出现瞬时剧烈抬头趋势;(2)两栖UAV入水攻角增大,会造成UAV较大的沾湿深度和较短的滑水时间;...     

新型超声磨粒传感器输出特性研究

设计了一种新型超声磨粒传感器,对传感器的输出一致性以及油液温度、黏度对传感器输出的影响进行了试验分析.结果表明:该超声磨粒传感器能够有效检测润滑油中小至45μm的磨粒并且具有良好的输出一致性;传感器的输出随着油液温度与黏度的增加而减小;高温时,因温度升高导致的换能器性能下降明显;低温时,高黏度油液对声波的吸收衰减作用显著.提出了磨粒在检测区域中的轴向位置及油液温度、黏度影响因素的修正方法.     

双圆柱气囊缓冲性能分析

基于有限元法和控制体积法,建立了双圆柱气囊缓冲系统的有限元模型。以着陆速度为6.7m/s,高为2m,直径为1m的圆柱形气囊为例,利用LS-DYNA软件计算气囊缓冲过程中空投设备的速度和加速度,并对影响气囊缓冲性能的织物弹性模量、排气孔开口面积以及气囊初始内压进行了分析。结果表明:(1)当气囊织物的弹性模量E≤0.5GPa时,增大弹性模量可以显著提高气囊的缓冲性能;当气囊织物的弹性模量E0.5GPa时,增大弹性模量对气囊缓冲性能的影响很小。(2)在不超过排气阀门值的范围内,增大气囊的初始内压可以有效地提高气囊的缓冲性能。     

飞机起落架舱内轮胎爆破压力场测试研究

飞机轮胎爆破压力场分布模型对于飞机轮胎强度计算和起落架舱内防护设计至关重要。本文开展某型飞机起落架舱内轮胎爆破试验研究,利用高频动压传感器测试防护罩上关键点处的压力值,建立了轮胎爆破气流场压力分布模型,最后采用有限元方法对防护罩结构进行数值模拟并与试验结果对比分析。结果发现,航空轮胎爆破时间短暂但威力巨大,起落架舱内轮胎爆破最大压力值随初始压力和爆破距离呈指数关系衰减。根据试验结果分别提出了斜交胎、子午胎的爆破压力场分布模型并对防护罩进行了数值计算,所得应变值与数值结果误差在12%以内,说明所提出的压力场分布模型可用于起落架舱内防护罩设计。本文所提出的试验方法及爆破压力场分布模型为起落架舱内防护设计提供了参考依据。     

高g值冲击下存储测试电路模块缓冲保护研究

为了采用弹载存储测试技术记录弹体高速侵彻硬目标过程中的加速度—时间曲线,必须对存储测试电路模块进行缓冲保护。本文利用非线性缓冲理论、技术,选择较理想的缓冲材料,设计出缓冲器件-泡沫铝试件,进行了静态压缩,得到应力-应变曲线,采用LS-DYNA模拟了空气炮冲击实验中泡沫铝试件的缓冲效果,并对应用于某型号弹侵彻混凝土靶的存储测试电路模块进行了缓冲保护,提高了数据的捕获率和电路模块的重复使用次数。通过试验证明了所设计缓冲器件对电路模块具有保护效果。