民用飞机风挡表面对流换热系数的校核

适航条款要求在结冰条件下,应确保风挡表面不能结冰,防止影响飞行员视界。因此应确定结冰条件下具有足够的电加热功率使风挡表面温度高于冰点(零度),而影响加热功率的关键因素是外表面的对流换热系数。为了获得准确的对流换热系数,在低速风洞中测量了不同工况下风挡表面对流换热系数,并利用CFD方法建立了一个仿真风洞模型,计算试验工况下的风挡表面对流换热系数,通过测量值来校核CFD的计算值,获得一个修正方法,最终使用这个修正方法计算获得其他工况下的对流换热系数。     

民用飞机大侧风验证试飞方法研究

抗侧风作为飞机飞行的一项重要能力,需要通过试飞的方法进行验证,以表明飞机的抗侧风能力满足民用飞机适航规章条款的要求。主要从大侧风的试飞方法、试飞技术、试飞结果处理方法、适航验证等方面进行研究,提供民用飞机的大侧风验证试飞方法和适航符合性方法研究。     

驾驶舱透明件安装形式分析

主要描述了世界上民用飞机驾驶舱透明件(主要是风挡)所采用的三种安装形式,对这三种安装形式的优缺点进行了多方面的分析和对比,并从结构设计的角度进行了客观评价。     

民机项目风险量化方法及应用的研究

民机项目中大量新技术的应用和众多复杂系统的集成,增加了项目进度、费用和性能的不确定性,在众多环节中风险因子要素层出不穷。为了保障民机项目过程的顺利进行,降低项目的风险水平,必须建立先进的风险管理体系。针对民机项目风险管理体系中的风险量化难题,深入挖掘风险量化手段本身的技术内涵,结合民机项目的特点,引入了模糊层次分析法的风险量化方法,并通过民机项目风险实例进行验证。     

非定常运动下的激波/边界层干扰分离特性研究

采用高精度数值方法求解非定常雷诺平均N-S方程和单自由度强迫俯仰运动方程,研究二维压缩拐角模型在等速抬头/低头和周期性俯仰振动等运动方式下的非定常激波/边界层干扰问题,考察角速度、振幅和频率等参数对分离区非定常变化规律的影响。结果表明,压缩拐角等速抬头运动时分离区减小、等速低头运动时分离区增大,周期性俯仰振动时分离点、再附点以及分离区大小的变化都与模型振动频率相同。与相同来流条件下定姿态计算对比分析表明,压缩拐角壁面运动产生的非定常迟滞作用使分离区大小变化减慢,俯仰振动振幅对分离区大小变化影响较大、而对变化的相位影响较小,而振动频率的改变对分离区大小变化的相位影响很大、对分离区大小影响较小。     

超燃冲压发动机流场一维平均方法研究

介绍了多种平均方法,包括常用的流量或面积加权平均方法,以及CMME(流量/动量/能量守恒)方法和CMES(动量/能量/熵守恒)方法。以超燃冲压发动机进气道-燃烧室构型为对象,研究了不同平均方法得到的等效一维结果差异,以及不同平均方法的入口参数对超燃燃烧室一维计算结果的影响。结果表明:在超燃燃烧室多维热态仿真数据分析时,推荐使用通量守恒方法;CMES方法能准确的保留总压信息,CMME方法得到的总压损失会大于实际,在处理总压恢复性能时,CMES方法更优;亚燃模态时,CMME方法和CMES方法均不能反映隔离段激波串的渐变压缩;超燃模态时,CMES方法能较好地保持动量的近似守恒,在亚燃模态则较差;不同平均方法得到燃烧室入口参数的一维计算结果与三维流场等效一维沿程静压分布均存在一定偏差,Case1流量加权平均解误差高达27.8%,通量守恒解误差仅约13%,Case2流量加权平均解误差为14.9%,通量守恒解误差仅约5%,说明CMME方法与CMES方法符合程度更高,推力计算结果更为可信。     

单钉机械连接孔边应力及失效分析

采用非线性Gap单元建立了复合材料层合板单钉连接有限元分析模型,并对五种不同铺层比例的层合板进行了计算,同时,还运用Hoffman失效判据对层合板进行了失效分析.根据计算结果分析了铺层比例对孔边应力分布、钉孔接触力分布和孔边失效系数的影响,得出最优铺层比例方案,其结论对复合材料层合板单钉机械连接设计具有一定的工程参考价值.     

基于GPM的高超声速飞行器再入轨迹优化

为保证高超声速飞行器具有最大再入距离,应用高斯伪谱方法求取了存在路径约束及终端约束的飞行器最优再入轨迹。首先选取迎角及倾斜角作为最优控制量,并分析再入轨迹的最优控制模型;然后应用高斯伪谱方法将最优控制问题离散成非线性规划问题,并采用SNOPT软件包对非线性问题进行求解,得到最优轨迹。通过仿真证明了该方法求得的最优轨迹对初始值不敏感,且具有良好的实时性。     

民机项目定费用设计

经济性对民机项目商业成功至关重要,概述了民机项目定费用设计的起源和基本概念,分别讲述研制费用的估算方法,设计经济性对单机成本的影响,设计经济性对运营成本的影响,总结出定费用设计是民机项目成本控制的关键。     

基于CFD/CSD的大展弦比机翼气动弹性研究

考虑气动力非定常效应和惯性载荷作用对机翼气动弹性行为的影响,采用基于Euler方程和有限元的CFD/CSD耦合方法分析了大展弦比机翼的气动弹性时域响应,实现静、动气动弹性一体化计算.计算结果显示在相同马赫数下,机翼静变形随着飞行动压增大而增大;但是随着飞行高度的增加,机翼在进入稳态之前振荡越剧烈,响应超调越大,升力损失...