大迎角機動進氣道試驗裝置研制.pdf

1、飛機在過失速機動飛行過程中，其姿態(tài)角以較高的速率變化，此時內(nèi)、外流場與定常飛行時相比差異很大，氣動力表現(xiàn)出較強的所謂遲滯特性，即非定常與非線性特性[1]。目前，國內(nèi)對于飛機機動飛行中的進氣道特性的試驗研究還是空白，現(xiàn)有試驗?zāi)芰H能滿足靜態(tài)進氣道特性研究的要求，尚不具備進行機動狀態(tài)下大迎角進氣道試驗研究的裝置和能力。國外在進氣道試驗領(lǐng)域開展了大量的研究，取得了一定的成果。其中，美國在大迎角技術(shù)項目(HATP，HighAlphaTechno

2、logyProgram)中，對F-18飛機大迎角進氣道特性進行了系統(tǒng)的研究，其中一項重要內(nèi)容就是開展飛機機動飛行中的進氣道特性研究。為滿足我國戰(zhàn)斗機進氣道設(shè)計的需要，建立風(fēng)洞大迎角機動進氣道試驗裝置，是現(xiàn)階段提升風(fēng)洞試驗?zāi)芰贝_展的一項重要工作。
　　 本文以大迎角機動進氣道試驗裝置（包括：引射器、高壓管路）為研究對象，從以下幾個方面對大迎角機動進氣道試驗裝置研究中的關(guān)鍵技術(shù)問題的實現(xiàn)進行了闡述：
　　 1．論文首先介

3、紹了該裝置的技術(shù)指標(biāo)、總體結(jié)構(gòu)、原理和運動形式，根據(jù)技術(shù)指標(biāo)設(shè)計了裝置的整體方案和具體機械結(jié)構(gòu)，并利用三維軟件CATIA建立了裝置三維實體模型。
　　 2．以裝置實體模型為基礎(chǔ)，建立了大迎角機動進氣道試驗裝置的有限元模型，簡述了有限元建模中的幾何清理、網(wǎng)格劃分等過程，并對裝置進行了有限元分析，得到了其強度、剛度和動態(tài)等技術(shù)性能。
　　 3．概述了優(yōu)化設(shè)計的理論與方法，選擇雙轉(zhuǎn)軸俯仰運動機構(gòu)為對象，在不降低裝置靜、動態(tài)性能

4、的前提下進行了尺寸優(yōu)化分析。
　　 4．闡述了多體動力學(xué)的理論與方法，根據(jù)裝置結(jié)構(gòu)特點和運動方式，結(jié)合柔體動力學(xué)理論，以固定界面模態(tài)綜合法為基礎(chǔ)，綜合運用了ADAMS和hypermesh/optistruct軟件建立了裝置的剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)模型，并進行了運動學(xué)、動力學(xué)仿真分析。揭示了剛?cè)狁詈蠒r大迎角機動進氣道試驗裝置的運動學(xué)和動力學(xué)特性，為大迎角機動進氣道試驗裝置的成功研制奠定了可靠的基礎(chǔ)[2]。
　　 5．對主要控制設(shè)備