一种高温瞬时灭菌民用飞机空调系统（英文）

飞机座舱是一个狭小的封闭空间环境,空调系统的供气品质关系着舱室乘员的健康。为了保障新型冠状病毒(2019-nCoV)疫情期间飞机座舱内乘员的健康安全,本文提出了一种新型的高温瞬时灭菌空调系统(Ultrahigh-temperature instanteous sterilization air conditioning system,UHT-ACS)。在此基础上,对不同飞行状态下的UHT-ACS系统和传统飞机空调系统(Air conditioning system,ACS)进行了仿真计算。通过分析可知,UHTACS系统中的座舱再循环空气与高温高压的发动机引气相混合后,混合空气温度可达148.8℃,从而实现高温瞬时灭菌的目的。当热天UHT-ACS系统进行制冷时,系统送风温度为12℃左右,当冷天UHT-ACS系统进行加热时,系统送风温度为42℃左右,满足飞机空调系统的要求。通过与传统飞机空调系统的对比可知,当系统新风量为60%,再循环空气为40%时,本文提出的新型UHT-ACS系统供气温度与传统飞机空调系统供气温度一致,并且UHT-ACS系统的涡轮出口空气温度要高于传统飞机空调系统,这有助于降低涡轮出口结冰的风险。因此,本文提出的新型UHT-ACS系统可满足飞机不同飞行状态下的空气调节需求,能够为飞机座舱提供安全供气。     

波音737NG引气剪刀差故障分析

波音737NG飞机引气系统作为飞机的重要系统直接影响着飞机空调、座舱增压、发动机和机翼的防冰。B737NG飞机引气剪刀差故障就是发动机引气系统出现性能衰减的初始表象并且经常被人忽视。本文通过分析典型的引气剪刀差故障,并在飞机缺少专用的引气测试设备时,提供快速的故障判断方法。     

空气系统引气对压气机性能影响的数值研究

空气系统从高压压气机中引出的气流已达到主流流量的3%～5%,然而空气系统引气对压气机性能的影响研究较少.本文以低速单级压气机为研究对象,根据引气对压气机性能的影响机理设计了6种引气结构,并针对其中1种引气结构进行了5种不同引气量的研究.通过数值模拟,讨论了不同引气结构和引气量对压气机性能的影响.结果表明:对于角区大分离的静子,端壁引气可以较小的引气量获得压气机总压升和稳定工作裕度的全面提升.而且端壁的引气量并不是越大越好,存在最佳值.     

混合式脉冲爆震发动机原理性试验系统设计、集成与调试

设计、集成了由涡轮增压器、脉冲爆震燃烧室、燃油供给单元、润滑单元和测控单元构成的混合式脉冲爆震发动机原理性试验系统.初步实验研究表明该系统运行可靠.当脉冲爆震燃烧室与涡轮组合工作时,可在一定频率范围内稳定工作;爆震室头部及管壁沿程压力相对于爆震室独立工作时有所提高;压气机出口空气流量远大于爆震室进口空气流量,证明利用压气机给爆震室供气是可行的.在5Hz爆震频率下,涡轮被爆震产物冲击20min后,叶片没有任何烧蚀和裂纹出现.     

飞机空调系统对座舱微环境空气质量和热舒适性的影响综述

对近20年来的飞机座舱空气调节方法进行了综述.首先,对飞机座舱微环境下的空气质量、污染物扩散、热舒适性等进行了分析评估.然后,阐述了飞机座舱空气环境研究的实验和数值方法.最后,进一步分析了相关研究方法的优缺点,并对不同研究方法的前瞻性研究对象和新一代环控系统进行了展望.     

CFM56-3发动机引气系统低压故障分析

发动机引气系统是保证飞机空调、增压、大翼防冰、液压等系统安全可靠工作的前提.引气系统低压是发动机引气系统的常见故障,但在有些情况下,按照常规的排故方法并不能找出低压故障的原因.根据引气系统原理图进行故障分析,可以缩小故障范围,分析故障原因,是解决引气系统疑难故障最有效的方法.     

基于大型结冰风洞的航空发动机结冰与防冰试验技术

航空发动机结冰和防冰过程复杂,数值计算无法对其进行准确模拟,因此试验研究是发动机研究过程中必不可少的手段。我国首座大型结冰风洞已具备开展飞机翼段结冰试验的能力,有必要进一步发展航空发动机结冰与防冰试验技术,以满足下一步我国航空发动机型号设计与适航取证的需求。依托3 m×2 m大型结冰风洞,发展了进气模拟技术和热气供气技术,提出了一套结冰风洞试验流程及方法,并针对某型航空发动机进气部件开展了结冰风洞验证试验。结果表明:试验可真实模拟发动机内外流耦合和压气机引气防冰状态,且提出的结冰风洞试验流程及方法合理可行,实现了试验动态过程监测及进气道内流场压力测量,为下一步我国航空发动机结冰防护系统设计与安全适航符合性验证提供了技术支撑。     

脉冲风洞发动机试验多油位多时序高精度燃料供应系统

针对脉冲风洞超燃冲压发动机试验要求燃料供应快速、稳定、精确的特点,设计了一套燃料供应系统,可多油位多时序高精度地实现试验模型燃料供应、模型点火器气源供应、气体节流气源供应等功能.该系统供应的燃料为乙烯、甲烷、氢气及其混合物.采用压力补偿装置,保持燃料稳定供应,实现燃料当量比精确控制.设计了由电磁阀和气动阀组合而成的快速供气阀门,阀门开启时间小于20ms,关闭时间小于30ms,实现燃料的安全、快速供应.对超燃发动机模型不同油位设计了专门的供油回路,通过电磁阀控制系统,实现多个油位不同时序的控制动作,时序控制精度达到1ms.给出了详细的系统设计回路,并对关键部件参数进行了计算.点火试验表明该系统可以为点火器提供稳定的空气和氢气,点火器正常时间超过500ms.在脉冲式直连式试验台上,进行了乙烯燃料超燃发动机试验,对该套供油系统进行了测试.试验监控了供油管道及模型壁面的压力分布,供油压力在试验时间内波动小于3%,发动机壁面压力显示燃烧性能良好.空气节流试验表明,该系统提供的时长为100ms、压力为4.7MPa的节流空气成功点燃了乙烯.     

扩压器叶片可调对离心压气机正转逆流性能的影响

离心压气机正转逆流是综合动力装置在应急动力模式下避免离心压气机温度过高而不得不采取的措施。为了改善正转逆流时离心压气机的功耗,本文提出了角度大幅可调的扩压器叶片组合,并结合三维数值模拟技术,研究了扩压器叶片安装角大幅调节对离心压气机反向流动的影响。分析表明:扩压器叶片安装角调整对扩压器叶片通道和工作叶轮流动通道的影响很大,调整后流动分离区减少、减弱甚至消除了激波,流动更为顺畅;在气源压力和缝隙面积一定时,流量明显增加,但离心压气机的功耗反而变小。同样的反向气流流量下,调整扩压器叶片安装角能显著降低离心压气机的功耗,从而提高综合动力装置的功率输出。     

脉冲爆震涡轮发动机原理性试验研究

为研究脉冲爆震燃烧室与涡轮及压气机三者相互匹配的详细机理,建立了脉冲爆震涡轮发动机原理性试验系统,其主要由脉冲爆震燃烧室、涡轮增压器、润滑系统、发动机测控系统等组成。在该试验系统上开展了脉冲爆震涡轮发动机原理性试验研究。首次实现了由脉冲爆震燃烧室驱动涡轮,涡轮带动压气机,压气机压缩空气供给爆震室的全闭环自吸气工作模式。试验结果表明:脉冲爆震涡轮发动机能在自吸气模式下持久、稳定地工作,爆震室与涡轮及压气机三者匹配良好,验证了用脉冲爆震燃烧室替代传统等压燃烧室的可行性。     

空中交通流量控制的地面保持策略

空中交通流量控制的地面保持策略．即飞机地面保持时间的最优配置,是任何空中交通管理系统所具有的最重要功能之一,也是空中交通流量控制中战略管理的重要内容．最优配置的目的是减少或消除飞机的空中等待延时,提高空中交通流量．本文首先阐述了航线网拥挤的主要原因,然后介绍了空中交通流量控制的地面保持策略的问题描述和基本求解方法,最后指出了地面保持策略问题的进一步研究方向和应用前景。     

空乘专业培养存在的问题及建议

高校是培养空乘人员的重要阵地.针对目前高校空乘专业培养中存在着忽视心理素质测评、培养缺乏系统性、服务意识强化不够等问题,提出了录取面试增加心理测评、全方位培养学生能力、强化服务意识等建议.     

先进风洞气源系统的研制与运行

系统包括空气压缩、空气处理、储气、冷却水供应和中央监控等五个分系统,空压机的吸入流量为248m3 min,排气压力为2.4MPa,成品气常压露点达-38℃,可以满足一座0.6m量级的高速风洞对气源的需要。该系统在与800m3储气容积配套时,能保证在气体流量达140kg s、持续时间达40s的风洞试验中,其总温变化不超过1.5K。     

多目标约束下的民机舱室气流组织优化研究

民机客舱内的气流组织和人体热舒适性受到送风形式、送风温度和风量等多种因素的影响。在现代民机舱室设计中,客舱新风的送风形式很大程度逐渐受限于舱室美学设计方案。本文采用CFD流体仿真技术,结合客舱内饰设计对民机客舱的热环境和舱内人体热舒适性进行研究。本文建立了适用于民机客舱热环境仿真的多目标优化方法,对新型行李箱结构设计下的顶部送风口的位置进行优化分析,优化结果能够明显改善民机客舱内的空气分布和乘客的热舒适性。研究发现新型行李箱结构会使得顶部新风产生贴壁流动的康达效应。康达效应会很大程度上改变顶部新风的流动轨迹,影响新风利用率和乘客的舒适性。     

武装直升机旋翼下洗流对空空导弹发射的影响

探讨了直升机旋翼下洗流的形成、分布和影响。首先研究了空空导弹发射后最初阶段，穿越该下洗流区域的运动特性和弹道轨迹变化；其次研究了这种变化对空中攻击精度的影响。在此基础上还研究了降低这种影响、提高直升机空中攻击精度的方法。用某型直升机空中攻击的仿真证明，该方法是有效的。上述结论对直升机火控系统设计具有重要的参考价值。     

空调器毛细管与充液量匹配的理论与试验研究

用理论分析的方法计算了空调器毛细管长度,并进行了试验研究,理论计算与试验结果比较吻合,表明其计算方法是可行的。同时,为了研究毛细管与制冷剂充注量的相互影响,又对不同毛细管长度及制冷剂充注量的匹配进行了试验研究。试验结果表明：毛细管长度及系统氟里昂充注量对空调器的制冷量、性能系数（αＣＯＰ）均有较大的影响,且二者存在最佳匹配,使得空调器的制冷量及αＣＯＰ均达到最大;制冷剂充注量过多时空调器性能下降较多,说明充注量过多更具危害性。试验结果已用于生产实际。     

直升机动力舱冷却系统冷却孔进气优化设计

对某型民用直升机动力舱冷却系统冷却孔的进气性能开展优化研究,参考飞机辅助动力单元(Applicant power unit,APU)进气系统形式设计了两类收风装置。采用数值仿真手段,对比分析在多个速度的前飞状态和不同爬升率的爬升状态下3处冷却孔的进气性能。结果显示基于Scoop型设计的收风装置在直升机大速度前飞状态收风效果最好,但在小速度前飞状态进气性能没有得到改善。基于Flush型设计的收风装置同样具有改善进气性能的作用,其最显著优点是在所有飞行状态均保证较高的冷却进气量。为后续的优化设计研究工作指明了方向。     

基于AMESim的热气防冰系统笛形管设计与仿真

笛形管是飞机热气防冰系统的重要组成部分，笛形管上的孔径、孔间距以及笛形管的引气入口参数决定了防冰供气流量的大小及分配，从而影响防冰性能。本文基于多学科系统建模仿真平台AMESim，建立了笛形管流量分配仿真分析模型，对机翼热气防冰系统笛形管结构参数进行迭代设计。设计参数包括笛形管管径、喷孔孔径及孔间距等参数，最终获得了能够平衡设计状态点防冰热载荷的结构参数和引气流量分配，得到了防冰系统的引气压力制度。本文提出的基于AMESim的笛形管迭代设计方法可为热气防冰系统中笛形管的设计与优化提供参考。     

基于本体的陆空通信风险识别与分析方法

陆空通信是实施空中交 通管制的重要手段,也是民航空管运行中造成不安全事件的重要因素之一。提出针对陆空通信 危险识别与分析的系统参量和引导词,应用BPMN和HAZOP模型识别与分析陆空通信危险偏差 。建立陆空通信风险识别与分析本体模型。构建概念之间的TBox描述逻辑关系和推理,案例 推理证明了方法的有效性。该方法能够实现规范化、术语化风险描述和归类,避免通过自然 语言进行风险识别与分析的缺点,为更有效地进行风险项分析提供科学分类和统计依据。     

空空导弹自适应飞控系统的定量反馈理论设计

讨论了空空导弹自适应飞行控制系统的定量反馈理论控制设计问题。首先，简要介绍了传统的定量反馈理论（ＱＦＴ）设计方法与步骤；然后，提出了一种改进的ＱＦＴ设计方法，该方法结合了变增益和ＱＦＴ设计的优点，综合考虑了飞行范围、控制器复杂程度以及闭环特性要求之间的平衡，从而保证了整个飞行范围的鲁棒性能要求；最后，用该方法设计了一个使用捷联惯导的空空导弹自适应飞行控制系统，通过仿真验证了该方法的正确性和优越性。