运输机T尾布局稳定性影响因素分析

文章重点分析了在NASA进行的T尾布局运输机大迎角气动特性风洞实验研究。实验研究的目的在于探讨并研究T尾布局的运输机变化平尾尺寸、垂尾位置、安定面形状与安装角；发动机短舱的尺寸、位置、发动机挂架形状后的阻力影响；通过改变机翼剖面形状，失速控制装置、襟翼、展弦比以及机翼后掠角；机身剖面形状、尺寸及机身等直段前长度等这些飞机构型设计控制参数对飞机纵向稳定性带来的影响。对研究结果的分析有助于大型军用运输机的初步方案设计工作。     

C-130战术运输机的气动布局设计特点

为了更好地摸索中型运输机的设计思路,仔细研究了C-130战术运输机的气动布局,重点分析了机翼、机身、尾翼、发动机和起落架等部件的设计特点,发现采用大展弦比上单翼、翼吊4台发动机以及机身两侧布置可升降起落架系统的设计思路,可以提高飞机气动性能及装载效率。C-130战术运输机这种气动布局可为国内相关型号的研制提供借鉴与参考。     

从C-17飞机的设计需求与能力看未来大型军用运输机的发展趋势

未来大型军用运输机的发展趋势是飞机大型化、机身宽体化、构型平台化、起落短距化、设备集成数字化,生存能力及维修能力强,C-17运输机采用了现代先进技术,设计独特,功能卓越     

考虑机翼尾流影响的运输类飞机后体气动外形优化设计（英文）

在某典型运输机翼身组合体的构型上,进行了考虑机翼尾流影响的机身后体气动外形优化设计研究。基于翼身组合体构型建立了考虑尾流影响和部分工程约束的优化设计系统,并对后体构型在巡航状态下进行了优化设计。以比较适合描述后体变形的NURBS样条基函数为空间控制体属性引入FFD自由变形技术,通过在FFD控制框架对该运输机后体进行了空间属性构建。采用无限差值动网格技术提高空间网格的更新效率并保证网格质量。利用改进Kriging代理模型、量子粒子群优化算法提高优化效率和全局寻优能力。为减小巡航阻力,对某运输机后体的上翘角、截面形状等参数进行了优化设计,优化结果显示,设计后的机身气动特性明显提高。     

21世纪的新型运输机

为满足21个世纪航空运输的发展需要,美国洛克希德飞机公司目前正在设计一些新型的运输机,其中有多机身运输机和机身更换式运输机。 多机身运输机机身的设计方案是,自重680吨,有效载货重量200吨,其中一半的重量装载在主机内,左右两边分机身上各载货四分之一,四台发动机中两台装在主机翼下,另外两台装在左右两边的分机身尾部。 在别具匠心的机身设计方面,将配合采用复合材料、层流控制之类的新技术,同时还研究了使用氢燃料来取代普通航空燃料。今后,将会涌现一批在外形及制造技术方面与传     

大型运输机先进概念布局技术研究（下）

二、大型运输机技术发展前景 大型运输机的研制采用了当代的最新技术,是科学与技术发展的集中体现.大型运输机发展的趋势基本上呈现机体大型化、机身宽体化、构型多用化、起落短距化、设备集成数字化等特点.随着技术的进步,非常规构型的飞机不断进入研制的阶段,大型运输机的设计技术也进入一个新的发展时代.     

A330／A340客机的结构设计和装配

Ａ３３０／Ａ３４０客机最大的设计特点是这两种飞机的机翼和机身基本上相同。英国宇航公司借助于ＣＡＤ／ＣＡＭ软件为两种飞机设计了一个基本上相同的机翼。本文叙述了ＣＡＥ在Ａ３３０／Ａ３４０设计和制造中的应用，Ａ３３０／Ａ３４０的机翼一机身装配站和连接机身各段的装配站，以及复合材料在Ａ３３０／Ａ３４０上的应用。     

大展弦比桁架支撑机翼静气动弹性问题研究

桁架支撑机翼构型能够显著减轻结构重量,增大机翼展弦比,进而提高飞机升阻比,降低油耗,是一种很有潜力的未来运输机布局方案。目前国内尚无关于桁架支撑布局形式飞机的系统研究。为研究某大展弦比桁架支撑布局飞机的静气动弹性问题,本文采用基于面元法的静气动弹性分析法,依据估算刚度建立了其静气动弹性计算模型,与常规构型机翼进行了对比计算与分析。结果表明,采用桁架支撑布局形式的大展弦比机翼变形量较小,弹性变形对气动特性的影响量也较小,还能够有效降低内翼部分承受的力与力矩,有利于结构减重设计,从而为大展弦比桁架支撑机翼设计提供参考。     

飞翼运输机的设计思路和设计流程

常规布局的军用运输机和民用运输机布局形式基本相同,都是一个圆筒状机身加上机翼和尾翼,设计流程基本相同。对于飞翼运输机来说,总体布局设计相对常规飞机来说有很大不同,并且由于目前并没有飞翼布局运输机服务于航线,很难用统计或者原准机的方法开展设计。我们经过一段时间对飞翼运输机总体布局的设计研究,初步探索出了一套比较适合飞翼布局运输机的设计思路和设计流程,可供进一步研究和改进。     

空客公司成功的机翼设计I——A300及A310机翼设计

空客公司的成功离不开其先进的机翼设计,其机翼由英国宇航公司负责设计和生产。空客飞机机翼先进的空气动力设计,包括尖峰后加载翼型、超临界翼型、先进跨声速机翼设计——超临界机翼设计、机翼与机身的干扰、翼梢小翼设计、增升装置设计,机翼低重量设计、机翼构型与载荷,详细设计,结构设计和低成本设计等。作为系列论文之一,综述A300及A310的机翼设计特点。     

民机后体课题几何、气动数据库的建立与库操作以及后续处理

引言 后体课题始于1999年10月,主要分为理论分析研究和试验研究. 理论分析研究主要内容是飞机后体气动力特性的影响因素及其敏感度分析研究,飞机各部件之间相互干扰的数值研究,后体气动力设计准则研究等.实验研究的主要内容是进行不同后体的风洞、水洞试验,不同后体参数组合的机身、机身+机翼+尾翼和机身+机翼+尾翼+短舱等构型的高低速风洞试验,飞机后体带动力气动力特性补充风洞试验等.     

贯穿飞机整个“生命周期”的环保理念

环保是未来飞机设计的关键因素 2010年7月19日，空中客车公司在范堡罗国际航空展上发布了面向未来的概念飞机。这款概念飞机机翼超长且细薄，发动机采用半嵌入式，尾翼呈U形，采用轻型“智能化”机身，体现出空客进一步提高飞机的环保性能的理念。     

YS-11 双发涡桨短/ 中程运输机

YS-11是日本飞机制造有限公司(NAMC)生产的双发涡桨支线运输机,由日本6家公司共同研制,其分工是:三菱重工业负责制造机身及其设备以及总装;川崎重工业提供机翼和发动机短舱;富士重工业负责尾翼;新明和工业承担后机身;昭和飞机工业生产蜂窝结构部件。NAMC承担设计工作,全面控制生产和质量以及飞机销售的责任。     

机翼与机身连接设计分析

机翼与机身连接设计得好坏,对降低结构设计重量、便于零件加工、改善对合工艺性和维护性能等,都有极密切的关系。 本文着重讨论以下几个问题:目前世界歼击机翼-身连接常用的接头形式、翼-身连接接头设计、对合工艺性和技术要求、苏美歼击机连接设计特点等。 通过以上问题的分析,力图为飞机设计者在机翼与机身连接设计方面提供一些参考。     

翼吊短舱构型运输机排气系统干扰阻力确定方法研究

在飞机/发动机一体化设计过程中,发动机内/外涵道排气尾流在内涵道中心尾锥、吊挂及相近的机翼机身表面形成的阻力为排气系统干扰阻力,该阻力对升阻极曲线的修正至关重要。然而,国内飞机/发动机设计部门对该阻力的确定方法都没有予以明确考虑,为了解决该问题,本文以某翼吊短舱构型运输机为研究对象,根据前期飞行试验结果,开展了不同飞行高度、不同飞行马赫数及不同排气系统状态下的数值计算,建立了排气系统阻力增量的确定方法。结果表明,飞行马赫数及发动机状态改变会引起短舱后体及吊挂作用力的明显变化,机翼与机身作用力增量的改变为相对小量,飞行高度对相关阻力系数没有影响。     

C-17飞机气动布局分析

C-17飞机是目前世界上一种成功的军用运输机，由于采用了许多先进的成熟技术，凭借其先进性能创造了许多世界航空纪录。动力增升技术的应用使该飞机可以在900m长、无铺筑道面的简易机场上起降；超临界机翼的设计和翼梢小翼的使用使巡航状态下阻力大为降低，升阻特性明显提高；短舱上涡流发生器和机身后体导流片的使用使局部分离大为降低，失速迎角增大，后体分离阻力减小，失速特性和巡航效率明显提高。     

考虑配平特性的超声速客机低声爆气动布局优化研究

降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建立基于类别/形状函数的翼身组合体参数化建模方法;基于超声速线化理论分析外形几何参数对声爆水平的影响。在此基础上,分别针对机身轮廓、机翼平面形状以及扭转角分布对该构型进行低声爆优化和俯仰力矩特性优化,并采用CFD 方法对优化结果进行校核。结果表明：与基准构型相比,在不显著增加俯仰力矩的基础上,优化构型的阻力降低了19 cts,近场过压显著降低,地面声爆响度降低5.1 PLdB。     

飞机机身-机翼接头精加工条件评价技术

 在飞机机身部件数字化对接装配过程中,为保证机身-机翼接头配合面与连接孔精加工的安全性,在加工前安排机身-机翼接头的在线三坐标测量工序。具体阐述了基于专用数控机床的机身-机翼接头测量方法,提出了被测孔与平面理想几何要素的稳健最小二乘拟合方法,并给出了基于被测孔、面拟合方位的机身-机翼接头可加工性评价模型。仿真结果表明：接头孔与平面的稳健拟合方法具有较高的精度和较强的抗粗差能力,机身-机翼接头的可加工性检验能揭示不合理的飞机机身、机翼位姿所带来的加工安全隐患,从而避免精加工过程破坏机身-机翼接头。     

民用飞机设计参考机种之一道格拉斯DC-8四发喷气客机

正DC-8是美国道格拉斯飞机公司生产的四发大型运输机,从1956年中开始设计酝酿,计划制造五种系列,各系列的外形尺寸、气动特点、主要部件和系统都基本相同,主要区别是发动机不同,洲际型飞机的载油量较大,并加大了机翼、后机身、尾翼和起落架的结构强度。到1965年该公司又宣布制造三种改变机体的超60(60系) DC-8飞机。     

利于冬季飞行的太阳能飞机构型研究

针对冬季太阳辐射强度较弱的问题,提出并研究了一种新型太阳能飞机构型。概述了太阳能飞机的总体构型,建立了太阳辐射和能源动力系统模型,对飞机的气动、能量、质量及机翼最优偏转角等特性进行了分析,给出了适用于该构型太阳能飞机的总体参数设计方法,并对构型设计参数进行了研究。结果表明:机翼偏转角的存在可有效提高太阳能飞机所接收的太阳辐射能量。综合考虑太阳辐射能量和推进系统质量,机翼最优偏转角在7.4°~9.5°之间,其随时刻变化;端板最优展弦比为5左右,端板与机翼的最优面积比为0.09,端板最大许用升力系数的最优值为1.1。新构型太阳能飞机总面积比常规构型减小44.2%,其优势明显。