商用飞机发动机非包容转子碎片对燃油系统影响的风险分析

飞机燃油系统作为飞机重要的系统之一,其安全性至关重要。存在与发动机有关的非包容转子爆破的潜在灾难性失效模式,必须在飞机设计阶段尽早地对其进行解决。基于功能危害树分析方法,通过研究适航管理文件,得出行之有效的风险分析流程。对某型商用飞机进行了非包容转子爆破风险算例分析,确定受影响的系统及对应的失效影响等级,给出可接受的保护措施。结果表明本风险分析流程符合适航规章要求,为其他型号飞机的相关设计工作提供借鉴。     

基于蒙特卡洛的非包容转子爆破安全性评估

根据蒙特卡洛仿真原理模拟非包容转子碎片的生成与释放过程,基于飞机功能危险分析与故障树分析提出危险触发判别方法,构建飞机灾难性危险的定量评估模型。该方法可仿真模拟非包容转子爆破事件,并计算出转子爆破导致飞机发生灾难性事故的概率,用以判断是否达到飞机安全性设计要求。     

民用飞机APU非包容转子碎片对机体结构损伤分析

服役数据表明,民用飞机辅助动力装置在运行中发生破坏时可能产生非包容的高能转子碎片。本文总结了机体结构受非包容转子碎片损伤的评估方法。根据FAA咨询通告中的"小碎片"模型,绘制非包容转子影响区域包络图;对于处于受影响区域中的结构件,通过作图法确定结构件的平动风险角,从而确定结构受影响的严重情况;对应严重情况,建立机体剩余结构有限元模型,施加剩余载荷,计算剩余结构内力解,对剩余结构进行强度分析。     

航空发动机转子非包容顶层事件安全性分析与思考

结合某型航空发动机的结构特点,创建了转子非包容顶层事件故障树。按故障树思路,对某型发动机进行了转子非包容故障树安全性综合分析;为避免转子非包容故障的发生,做了大量设计、计算分析、部件和整机试验工作;对可能出现的转子非包容故障采取了有针对性的措施。经试验和试车验证,某型发动机转子非包容顶层事件发生的概率极小,其安全性有保障。     

航空发动机高能碎片非包容事件故障树分析

为了使航空发动机高能碎片非包容事件满足适航安全性要求,运用故障树法对航空发动机该事件进行安全性分析并提出了分析方法的步骤和流程。引入最小割集和概率重要的度的概念,利用Isograph Reliability软件画出故障树并计算出高能碎片不包容事件的发生概率、最小割集以及概率重要度,通过对比最小割集和概率重要度,确定导致发动机高能碎片不包容主要的失效形式,并提出了有针对性的措施。     

基于剩余强度分析的民用飞机发动机非包容性损坏下机体结构安全性评估技术研究 安全性评估技术研

在总结大型民用飞机非包容性损坏下机体结构安全性评估方法的基础上,基于转子碎片无限能量的假设,分析了发动机各级转子非包容性损伤碎片对民用飞机机体结构和吊挂的损伤区域和量化分析方法,建立了非包容性损坏下机体结构的有限元模型,跟梁理论、板壳理论结合有限元分析结果总结了适用于民用大型飞机结构的强度校核方法和安全性评估途径,对非包容性损坏下机体结构的安全性评估技术进行了总结,并结合实例进行了说明。分析结果表明,此方法能够对结构进行有效评估。     

转子非包容失效安全性的计算机辅助分析方法

 转子非包容失效是威胁飞机飞行安全的典型特殊风险之一,为了分析其对飞机安全性的影响,开发了转子非包容失效安全性分析系统(URFSAS)。将飞机功能危险分析(FHA)中的灾难性功能危险与故障树分析(FTA)中的底事件及飞机数字样机中的设备模型形成映射关系,建立了需求信息关系模型。在CATIA环境下基于Monte Carlo法以随机飞散角和平动角对转子碎片及其扫掠路径作空间几何变换,基于区域划分和层次包围盒法检测失效的飞机设备,通过故障树最小割集与仿真结果数据的对比分析,实现了对转子非包容失效所触发最小割集的识别和安全性的定量分析。最后,以某型飞机的应用实例分析,表明了该系统的有效性和实用性。     

民航客机发动机转子非包容性损坏分析

涡轮发动机的损坏会导致高速碎片穿透邻近结构、燃油箱、机身、系统元器件和飞机上的其他发动机,对飞机以及机上人员的安全造成严重威胁。本研究在分析相关适航条款的基础上,说明了减少发动机非包容性转子损坏危害的部分设计防护措施,并给出了一种发动机转子非包容性损坏的风险分析方法,从而最大程度地减小非包容转子对飞机结构及系统的影响。     

轮胎爆破下飞机液压能源系统安全性分析方法

为了评估飞机在发生轮胎爆破时对液压系统的影响,提出一种分析轮胎爆破下飞机液压系统安全性的方法。轮胎爆破会损坏液压管路,直接影响到液压能源系统及下游设备的正常工作,对飞机的飞行安全造成重大影响。分析方法基于轮胎爆破模型假设,首先分析轮胎爆破冲击波对液压系统的影响,随后综合考虑碎片的影响,对起落架舱进行轮胎爆破影响范围的空间扫略分析,得到轮胎爆破对液压能源系统的安全性影响。本安全性分析方法也可作为其他系统专业轮胎爆破安全性分析以及整机级安全性分析的输入。     

大涵道比涡扇发动机整机包容试验方法分析

整机包容试验是大涵道比涡扇发动机取得适航证前1项关键的安全性试验。为了验证机匣对断裂风扇叶片碎片的包 容能力,保证飞机的飞行安全,详细分析了大涵道比涡扇发动机整机包容试验方法,解读了不同国家整机包容试验要求,重点介绍 了整机包容试验设备,对整机包容试验的关键技术难点——叶片飞脱的爆破方法进行阐述。同时,类比国外发动机成熟试验经 验,分析试验转速与程序的确定方法,最后探讨了试验结果的评判标准,对开展航空发动机整机包容试验具有一定的指导意义。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。