过冷大水滴条件下结冰相似准则

虑到中国现有结冰风洞在过冷大水滴(SLD)结冰条件模拟能力方面的局限,发展SLD结冰风洞及其相应的缩比方法迫在眉睫。研究了大水滴运动机理,并依据绕流流场相似、水滴运动和撞击特性相似、结冰过程热力学特性相似原理,提炼出SLD结冰条件下的6种相似缩比准则,利用结冰数值模拟软件FENSAP-ICE对所提相似缩比准则进行筛选与比较,从而基于结冰相似百分比量化判断准则找出给定条件下的最优准则法。结果表明:考虑SLD运动特性的撞击参数与ONERA法相耦合的方法以及撞击参数与Ruff法相耦合的方法的计算结果与实际成冰构型吻合良好；此外,撞击参数与ONERA法相耦合的方法在计算直径为171 μm的SLD时优于其他。      

民用客机应急断离结构适航符合性研究及应用

应急断离结构能显著提高民用客机应急着陆的安全性.基于应急断离结构的适航要求,对民用客机应急断离结构的完整性和功能性进行了适航符合性研究.通过分析民用客机应急断离结构在各设计阶段的主要任务,建立了应急断离结构设计的适航验证流程.基于对适航符合性理论的研究,提出了一种新的民用客机应急断离结构适航符合性实施方法,结合工程实例并利用ABAQUS二次开发技术对应急断离结构进行快速设计的方法,为民用客机应急断离结构设计提供了一种新的验证思路及实施方法.     

飞机刹车能量确定方法和计算公式比较

介绍了飞机机轮刹车能量确定方法,分析了不同规范估算公式的精度.结果表明,民用航空标准要求高于军用标准,按美国军用标准MIL-W-5013计算的刹车能量小约5%,提出了修改建议.     

Research on Maintainability Evaluation Model Based on Fuzzy Theory

分析了产品维修性影响属性,给出了维修性属性值与权重的确定方法;提出了基于相对接近度的维修性模糊评价方法。以虚拟环境下产品维修过程为研究对象,在分析产品各可更换单元的维修作业的基础上,建立了产品维修性评价模型。最后结合民机主起落架系统给出了应用实例,结果表明该模型适用于产品维修性的定性评价并且能够支持维修性并行设计。     

Dynamic Response Analysis of Bird Strike on Aircraft Windshield Based on Damage-modified Nonlinear Viscoelastic Constitutive Relation

Damage-modified nonlinear viscoelastic constitutive equation and failure criterion are introduced and the three-dimensional incremental forms are deduced based on the updated Lagrangian approach. A simple tensile test model and a split Hopkinson pressure bar model are built to verify the accuracy of the subroutine implemented within the non-linear finite element program LS-DYNA. A numerical model of bird strike on windshield is established to study the responses of windshield under three different bird velocities at three sites. The bird is represented by a cylinder with a hemisphere at each end and the contact-impact coupling algorithm is used in this study. It is found that the implemented subroutine can properly describe the mechanical behavior of polymethyl methacrylate under low and high strain rates and large deformation, and can be used validly.     

一种摆式大量程加速度计的设计

介绍了一种摆式大量程加速度计的工作原理.基于经典控制理论完成了加速度计各环节数学模型的建立,对加速度计悬丝支承、力矩器、位移传感器、伺服电路等部件进行了说明,阐述了该大量程加速度计的技术特点.     

飞机机身大迎角气动力实验研究

本文研究了机身模型在迎角０￣９０°范围内的气动特性，实验风速为２１ｍ／ｓ，相应的实验雷诺数（基于机身直径）为０．８６×１０＾５。模型可改变前体头部形状、前体形状、前体长细比和后体长细比，以研究机身形状和几何参数对气动特性的影响。重点分析了非对称起始迎角、侧力和偏航力矩特性。本文研究的机身形状包括尖切拱形、圆锥、钝头型圆锥、椭圆锥和鲨形等５种前体以及相应的后体：所讨论的几何参数有头部半顶角、前体长细     

靶机挂载可变 RCS龙勃透镜时的 RCS起伏特性

训练用靶机尺寸远小于实战中的飞机,其 RCS数值大小和起伏特性与飞机存在较大的差别。为了以低廉的价格为部队训练提供高逼真度的模拟靶机,在靶机机头、翼下等位置放置一定样式的可变 RCS龙勃透镜,可以得到类似实战中飞机的 RCS特性。通过控制龙勃透镜的反射面位置可以改变其 RCS数值,实现模拟靶机 RCS的数值变化。采用靶机挂载可变 RCS龙勃透镜对 MQ-1无人机前向 RCS起伏特性进行了模拟,取得了较好的效果,可为采用靶机挂载可变 RCS龙勃透镜模拟作战飞机的全向 RCS特性提供借鉴。     

Design and examination of a turboprop inlet with scavenge duct

The inlet with scavenge duct is an important part of turboprop aircraft engine. This type of inlet normally has a complex shape, of which the design is challenging and directly affects the flow field quality of the engine entrance and thus the engine performance. In this paper, the parametric design method of a turboprop aircraft inlet with scavenge duct is established by extracting and controlling the transition law of the critical characteristic parameters. The inlet’s performance and internal flow characteristics are examined by wind-tunnel experiment and numerical simulation. The results indicate that a flow tendency of winding up on both sides is formed due to the induction of the inlet profile, as well as a vortex pair on the back side of the power output shaft. The vortex pair dominates the pressure distortion index on the Aerodynamic Interface Plane (AIP). In addition, with the increase of freestream angle of attack, the total-pressure recovery coefficient of the inlet increases gradually while the total pressure distortion index decreases slightly. On the basis of the experimental results under different working conditions, the parametric design method proposed in this paper is feasible.     

轮胎刚度特性对大型民机前起落架摆振影响研究

轮胎刚度作为轮胎动力学模型的重要参数之一,研究其对大型民机前起落架摆振的影响规律,可以从前起落架防摆设计的角度为轮胎刚度设计提供参考依据。基于前起落架摆振非线性数学模型,使用Matlab/Matcont 软件计算不同轮胎扭转刚度、轮胎侧弯刚度下的摆振区域图;研究轮胎扭转刚度、轮胎侧弯刚度对前起落架摆振的影响规律,并对比二者对前起落架摆振影响的敏感度。结果表明：对前起落架摆振影响的敏感性,轮胎扭转刚度大于轮胎侧弯刚度;轮胎回正力矩系数每减小1%,扭转摆振最大临界阻尼减小0.88%,侧向摆振中速区最小临界减摆阻尼增大33.87%;减小轮胎扭转刚度,增大轮胎侧弯刚度有利于抑制大型民机前起落架摆振。