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、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)有試驗能力僅能滿足靜態(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)斗機進氣道設計的需要，建立風洞大迎角機動進氣道試驗裝置，是現(xiàn)階段提升風洞試驗能力急待開展的一項重要工作。
　　 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鍵技術問題的實現(xiàn)進行了闡述：
　　 1．論文首先介

3、紹了該裝置的技術指標、總體結構、原理和運動形式，根據(jù)技術指標設計了裝置的整體方案和具體機械結構，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，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)等技術性能。
　　 3．概述了優(yōu)化設計的理論與方法，選擇雙轉軸俯仰運動機構為對象，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．闡述了多體動力學的理論與方法，根據(jù)裝置結構特點和運動方式，結合柔體動力學理論，以固定界面模態(tài)綜合法為基礎，綜合運用了ADAMS和hypermesh/optistruct軟件建立了裝置的剛柔耦合動力學模型，并進行了運動學、動力學仿真分析。揭示了剛柔耦合時大迎角機動進氣道試驗裝置的運動學和動力學特性，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[2]。
　　 5．對主要控制設備