大迎角機(jī)動(dòng)進(jìn)氣道試驗(yàn)裝置研制.pdf

1、飛機(jī)在過失速機(jī)動(dòng)飛行過程中，其姿態(tài)角以較高的速率變化，此時(shí)內(nèi)、外流場與定常飛行時(shí)相比差異很大，氣動(dòng)力表現(xiàn)出較強(qiáng)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(jī)機(jī)動(dòng)飛行中的進(jìn)氣道特性的試驗(yàn)研究還是空白，現(xiàn)有試驗(yàn)?zāi)芰H能滿足靜態(tài)進(jìn)氣道特性研究的要求，尚不具備進(jìn)行機(jī)動(dòng)狀態(tài)下大迎角進(jìn)氣道試驗(yàn)研究的裝置和能力。國外在進(jìn)氣道試驗(yàn)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(xiàng)目(HATP，HighAlphaTechno

2、logyProgram)中，對F-18飛機(jī)大迎角進(jìn)氣道特性進(jìn)行了系統(tǒng)的研究，其中一項(xiàng)重要內(nèi)容就是開展飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行中的進(jìn)氣道特性研究。為滿足我國戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的需要，建立風(fēng)洞大迎角機(jī)動(dòng)進(jìn)氣道試驗(yàn)裝置，是現(xiàn)階段提升風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰贝_展的一項(xiàng)重要工作。
　　 本文以大迎角機(jī)動(dòng)進(jìn)氣道試驗(yàn)裝置（包括：引射器、高壓管路）為研究對象，從以下幾個(gè)方面對大迎角機(jī)動(dòng)進(jìn)氣道試驗(yàn)裝置研究中的關(guān)鍵技術(shù)問題的實(shí)現(xiàn)進(jìn)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(yùn)動(dòng)形式，根據(jù)技術(shù)指標(biāo)設(shè)計(jì)了裝置的整體方案和具體機(jī)械結(jié)構(gòu)，并利用三維軟件CATIA建立了裝置三維實(shí)體模型。
　　 2．以裝置實(shí)體模型為基礎(chǔ)，建立了大迎角機(jī)動(dòng)進(jìn)氣道試驗(yàn)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(jìn)行了有限元分析，得到了其強(qiáng)度、剛度和動(dòng)態(tài)等技術(shù)性能。
　　 3．概述了優(yōu)化設(shè)計(jì)的理論與方法，選擇雙轉(zhuǎn)軸俯仰運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)為對象，在不降低裝置靜、動(dòng)態(tài)性能

4、的前提下進(jìn)行了尺寸優(yōu)化分析。
　　 4．闡述了多體動(dòng)力學(xué)的理論與方法，根據(jù)裝置結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和運(yùn)動(dòng)方式，結(jié)合柔體動(dòng)力學(xué)理論，以固定界面模態(tài)綜合法為基礎(chǔ)，綜合運(yùn)用了ADAMS和hypermesh/optistruct軟件建立了裝置的剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型，并進(jìn)行了運(yùn)動(dòng)學(xué)、動(dòng)力學(xué)仿真分析。揭示了剛?cè)狁詈蠒r(shí)大迎角機(jī)動(dòng)進(jìn)氣道試驗(yàn)裝置的運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)特性，為大迎角機(jī)動(dòng)進(jìn)氣道試驗(yàn)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