民用飞机推力需求分析与评估模型设计与研究

快速评估推力需求是民用飞机可行性研究和方案设计阶段关键的技术手段之一。首先明确民用飞机推力需求的技术、系列化发展和成本因素;然后,提出了一种基于COC方法的推力需求计算和评估模型,该模型综合考虑了上述因素;最后,利用该模型分析计算了某典型单通道客机的推力需求,证明其具有一定的工程实用价值;并提出了进一步研究的主要方向。     

民用飞机动力装置系统机械接口设计研究

研究了民用飞机动力装置系统机械接口的设计技术,提出了动力装置系统机械接口的三种分类并总结了相应特点。根据民用飞机和动力装置系统的设计特点,总结了机械接口设计的主要内容,提出了一般设计流程,并以液压泵机械接口设计作为实例,详细描述了机械接口设计的内容和流程。为民用飞机动力装置系统安装集成设计提供了支持和技术积累。     

民用飞机动力装置安装系统设计研究

研究了现役典型的民用飞机动力装置的安装系统,提出了两种分类方法。根据民用飞机和动力装置系统的设计特点,总结了安装系统的一般设计要求。从载荷类型和传力途径、固定方法、热补偿和隔振技术四个方面总结了安装系统的设计关键技术,提出了安装系统设计的一般流程,为民用飞机动力装置安装系统的设计提供了支持和技术积累。     

民用飞机选型经济评估数学模型

本文运用航空运输经济规律，依据中国国情和民航的实际，系统地阐述了民用飞机选型飞机经济评估数学模型。运用该套模型计算的数据经中国西南航空公司实际验证，其结果与实际相符。     

民机驾驶舱显示器维修性设计中的拆装考虑

针对民用飞机驾驶舱显示器的结构设计,考虑运行阶段的航线维修过程中显示器拆卸与安装的快捷性和简便性,从维修性设计角度出发,基于显示器维修性定量需求和维修性定性需求,提出显示器正向拆装设计评估模型,包括显示器拆装设计评估工作时间轴和显示器拆装设计评估流程。同时,结合实例对拆装设计评估流程进行应用,以说明该方法的有效性。本文提出的正向拆装设计评估模型能够为民用飞机驾驶舱显示器及相似设备的研制工作提供有力的技术支持和保障。     

基于价值的民用飞机产品竞争评估研究

将价值营销理念引入民用飞机产品竞争评估,提出基于价值的竞争分析。在民用飞机产品竞争评估中,将产品竞争力影响因素分为主要因素和决策因素,并分别采用德尔菲法和波士顿矩阵予以分析,形成基于价值的民用飞机产品竞争评估方法。最后,以案例验证了该方法的可行性和实用性。     

我院《民用飞机选型程序研究》课题通过鉴定

由民航局下达我院承担的《民用飞机选型程序研究》课题于1991年8月16日至17日由局科教司组织在北京通过技术鉴定。针对我国民航引进和购置飞机机型多的特点,为使飞机选型决策具有全面系统的科学依据,民航局于1987年正式向我院下达了《民用飞机选型程序研究》课题。该课题是一项较复杂的多目标决策评估的软科学研究课题,其任务是:运用科学的评估方法在对飞机技术性能和经济性分别进行评估的基础上进行综合评估,并研制一整套软件系统,获得适合某一航线或航线网的机型排序,为飞机选型决策提供科学依据。     

基于模糊理论民机国外适航取证风险的评价

《国际民用航空公约》规定民用飞机出口国外,必须首先取得进口国适航当局的型号认可,由于文化、法律、地域、经济、技术等等的不同而导致的不确定性,使民用飞机出口国开展国外适航取证必然面临着诸多风险,也必须进行风险评价和风险的防范对策研究。从民用飞机国外适航取证实践出发,分析了民用飞机国外适航取证的风险因素,引入项目风险管理中对多因素多层级风险定量评估的模糊数学评价方法,对民用飞机国外适航取证项目开展风险评估进行有益的尝试,通过项目的风险防范和对策模型的建立,提出民用飞机国外适航取证项目风险的防范和对策建议。     

民用飞机辅助动力装置起动电气系统研究

辅助动力装置系统的主要作用是为飞机在地面和空中提供备用电源并为发动机起动及环控系统提供气源。起动系统作为辅助动力装置系统的重要组成部分,是保证APU正常工作的前提条件。对辅助动力装置起动系统几个典型构型的电气原理和电气接口进行了介绍和分析,并通过对各种电气设计的对比,分析得出民用飞机在辅助动力装置起动系统电气设计上的发展方向,为民用飞机辅助动力装置起动系统设计方案的选择提供参考和借鉴     

民用飞机需求变更管理研究

现代民用飞机项目采用基于需求的研发流程,在整个项目进展过程中,需求变更不可避免。作为设计的输入,需求的变更可能带来重大项目风险,因此需求变更管理在民用飞机项目中至关重要。本文解析了需求变更、需求工程与构型管理之间的关系,提出了根据成熟度实施需求变更控制的思想,给出了需求变更的流程,为工程人员更为深刻的认识需求变更具有指导意义。     

航空涡轮发动机建模技术研究

航空发动机模型对于发动机研究的许多领域有着极其重要的意义，其中非实时模型用于发动机性能分析和故障诊断，实时模型通常用于发动机控制规律研究和作为机载模型来提供传感器解析冗余等。对当前发动机非实时模型和实时模型的建立方法进行综述。     

非加力发动机加速过程数学模型简化法

建立一个能够实时模拟航空发动机的数学模型,在保证足够快速性的前提下,首先要保留发动机内部最本质的物理关系,其次要使模型直接逼近发动机特性。为使模型可以描述不同飞行状态下的稳态和过渡态特性,在建立实时模型的过程中,要运用发动机各状态下的相似参数。对双转子涡轮喷气发动机,只考虑涡轮和压气机这一储能元件,忽略部件间的容积和热惯性等动态因素。将双转子发动机看作两个相互关联的动力学过程,其转速增量是剩余转矩的积分。以此为核心,注意到在稳态情况下换算转速和换算供油量之间满足一定的函数关系,根据文献[1]中的单转子发动机的数学模型,结合对双转子发动机在各种状态下加速过程的分析,同时考虑到双转子发动机的高、低压转子转差在不同状态下对发动机动态特性的影响,提出如图1所示的数学模型。      

航空发动机机载实时自适应模型研究

航空发动机的性能蜕化会导致其可测参数的变化,因此传感器测量参数偏离正常工作情况下的变化量,可以表征发动机的性能蜕化程度。文中首先建立了包含发动机性能蜕化因素的状态变量模型,并将性能蜕化参数作为增广的状态变量,设计了卡尔曼滤波器,从而可以根据可测的输出偏离量经滤波器状态估计得到发动机性能蜕化值,最后将性能蜕化值用于状态变量模型中不可测参数的修正,从而使机载模型适应发动机的非额定工作状况。     

短距起飞/垂直降落战斗机发动机

短距起飞/垂直降落战斗机具有独特的技术特点和较好的环境适应性,生存力强,推进系统尤其带升力风扇的发动机是其关键技术之一。综合分析了短距起飞/垂直降落战斗机发动机的发展历程,总结了升力风扇+常规发动机型短距起飞/垂直降落战斗机发动机的4项主要关键技术：发动机总体设计技术、升力风扇设计技术、3轴承偏转喷管设计技术和升力风扇机械系统设计技术。经分析认为,通过一定技术途径突破上述4项关键技术是掌握短距起飞/垂直降落战斗机发动机技术的关键。     

基于本体的航空发动机设计知识组织模型构建与分析

为实现航空发动机设计知识的集中组织与管理, 进行知识组织模型技术研究, 提出基于知识本体的知识组织模型构建方法.研究了面向航空发动机设计的知识本体的结构、设计准则、构建方法以及映射技术, 并分析了基于本体的知识组织模型的特征, 给出了基于知识本体的面向航空发动机设计的知识组织模型的实施框架.此框架对航空发动机设计知识管理的应用研究有参考价值.      

基于几何模式识别的发动机传感器故障诊断

提出一种基于几何模式识别技术的发动机传感器故障诊断方法,以解决传感器缓慢漂移故障和由于安装制造差异和性能蜕化等造成的模型不匹配难以区分的问题。传感器测量值输入到自适应模型中,产生一组部件性能修正因子,作为故障模式来对传感器故障进行诊断,每种故障或性能蜕化都对应惟一的模式,采用几何模式识别技术隔离出传感器故障。以某型涡扇发动机为对象进行的仿真结果表明,该方法能诊断出传感器小漂移故障,并能对部件状态进行监控。     

航空发动机线性变参数建模方法研究

针对航空发动机增益调度控制技术使用的线性变参数(Linear Parameter Varying-LPV)模型,研究了两种LPV建模方法—雅克比和基于变化率方法。建立了涡扇发动机准LPV模型,进行了动态仿真验证。结果表明,与非线性模型相比,所建立的准LPV模型具有较好的动态性能,为航空发动机LPV增益控制研究提供了保证。     

Criteria for hypersonic airbreathing propulsion and its experimental verification

Hypersonic airbreathing propulsion is one of the top techniques for future aerospace flight, but there are still no practical engines after seventy years' development. Two critical issues are identified to be the barriers for the ramjet-based engine that has been taken as the most potential concept of the hypersonic propulsion for decades. One issue is the upstream-traveling shock wave that develops from spontaneous waves resulting from continuous heat releases in combustors and can induce unsteady combustion that may lead to engine surging during scramjet engine operation. The other is the scramjet combustion mode that cannot satisfy thrust needs of hypersonic vehicles since its thermos-efficiency decreases as the flight Mach number increases. The two criteria are proposed for the ramjet-based hypersonic propulsion to identify combustion modes and avoid thermal choking. A standing oblique detonation ramjet (Sodramjet) engine concept is proposed based on the criteria by replacing diffusive combustion with an oblique detonation that is a unique pressure-gain phenomenon in nature. The Sodramjet engine model is developed with several flow control techniques, and tested successfully with the hypersonic flight-duplicated shock tunnel. The experimental data show that the Sodramjet engine model works steadily, and an oblique detonation can be made stationary in the engine combustor and is controllable. This research demonstrates the Sodramjet engine is a promising concept and can be operated stably with high thermal efficiency at hypersonic flow conditions.     

基于自回归模型的自适应阈值算法

提出一种基于自回归模型的自适应阈值检测算法用于监测液体火箭发动机地面试验的稳态过程,该算法由两个阶段组成。第一阶段的检测算法阈值由不同试车台次的稳态参数测量值的自回归模型的估计值、标准偏差和带宽系数计算,第二阶段的检测算法阈值由稳态过程的参数均值的自回归模型的估计值、标准偏差和带宽系数计算。用某大型液体火箭发动机的地面试验数据进行验证,结果表明该算法能有效可靠地监测发动机的运行状态。      

大飞机发动机自主研制影响因素分析

研制拥有自主知识产权的大飞机是国家的既定战略,发动机是大飞机的心脏,发动机的自主研制关系到具有自主知识产权大飞机的实现。通过对飞机企业、发动机企业的调查和相关文献的搜集,找出大飞机发动机自主研制的影响因素,利用解释结构模型法建立发动机自主研制影响因素的解释结构模型,再利用层次分析法计算出各个影响因素的权重,在此基础上分析了各因素的重要作用,并提出了提高这些制约因素的对策。