短舱进气道热气防冰系统传热特性研究

为了研究短舱笛形管热气防冰系统中防冰腔设计参数对进气道唇口表面传热特性的影响，进行了不同设计参数下进气道防冰腔内外流域和固体域的耦合仿真传热计算。分析得出了不同射流孔孔径和射流孔到进气道前缘表面的距离等参数对进气道唇口表面的温度、对流换热系数和Nusselt(Nu)数分布的影响。分析结果表明：射流孔直径和射流孔到唇口表面距离在一定的范围内，进气道蒙皮表面温度和对流换热系数随射流孔直径的增大而升高，随中间排射流孔到唇口表面距离的减小而升高。     

笛形管结构参数对热气防冰凹腔表面温度分布的影响

运用数值模拟方法,研究了笛形管射流孔直径、射流孔间距、周向位置和笛形管位置等结构参数对凹腔表面温度的影响。研究结果表明:在本文所研究的结构参数范围内,笛形管射流孔直径对凹腔前缘表面的温度影响最大,不同孔径的热射流加热效率相对差值达7%。存在一定的射流孔间距范围,使得凹腔表面温度得到一较优值,其对热射流加热效率的影响幅度在4%左右。笛形管周向射流孔安装角为±35°时,凹腔前缘的热射流加热效率相对较高,笛形管中心接近于凹腔前缘可以取得更好的热射流加热效果,但其对热射流加热效率的影响仅在2%以内。     

一种航空发动机防冰传感器测温特性试验研究

为了研究热气防冰传感器的测温特性,对一种航空发动机热气防冰传感器开展了冰风洞试验研究,获得了传感器测温特性随来流总温、热气流量、热气温度及水滴参数的变化结果。试验结果表明,热气参数对传感器的测温特性影响较大,随着热气温度和流量的升高,传感器测量偏差度增大;传感器使用环境受航空发动机工作状态的影响,在一定条件内,传感器测量偏差度在合理范围内波动;热气防冰传感器在过冷水滴结冰环境下存在结冰现象,结冰会影响传感器测温腔入口气流,导致传感器测温偏差增大,降低传感器测温性能;当结冰量过多时,传感器失真失效。     

CFM56—3发动机引气系统低压的故障分析

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。     

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。     

发动机导向叶片热气防冰腔结构改进

在采用数值模拟方法对某型发动机导向叶片热气防冰腔的流动与换热性能分析基础上,提出了微小通道换热结合气膜排气的新型防冰腔结构。数值模拟中采用分区对接块结构化网格,通过求解EULER型的空气/过冷水滴两相流控制方程,得到了气膜影响下导向叶片外的三维水滴撞击特性,并将改进后防冰腔的换热性能进行了对比。结果表明,改进后的热气防冰腔的换热效率得到了大幅提高,同时气膜对过冷水滴的遮蔽作用明显增强。     

RAT系统作动筒阻尼孔的设计与仿真技术

冲压空气涡轮（Ramjet air turbine,RAT）在紧急情况下释放能够为飞机提供所需的电能和液压动力,从而保证飞机安全。RAT系统能否在规定时间内顺利释放是保证飞机安全的关键,其释放速度主要靠作动筒的阻尼孔来控制,但是目前国内在RAT作动筒阻尼孔的设计方面缺乏研究。为此,利用仿真技术,开展了RAT系统作动筒阻尼孔的设计研究。首先根据RAT作动筒的结构和工作原理,使用AMESim建立了RAT作动筒模型,并验证了模型的正确性。AMESim是一种基于物理模型的建模仿真平台,其中包含液压元件设计库、动力传动库等,在液压系统的建模仿真方面应用十分广泛。然后通过仿真试验,研究了阻尼孔的设计对RAT释放时间的影响规律及程度。最后,针对支线飞机和小型飞机的RAT释放时间要求（0.6~0.8 s）,对阻尼孔进行了最优设计,从而为RAT系统作动筒阻尼孔的设计工作提供支持。     

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.     

大气冰非等径孔隙细观结构随机建模方法（英文）

大气冰内部孔隙细观结构是影响其宏观力学性能的关键因素,然而传统方法在精细化模拟孔隙结构中存在局限性。为了更准确地模拟大气冰孔隙细观结构,提出了一种基于统计原理的建模新方法。首先,通过图像识别获得大气冰孔径的统计信息。然后,通过拟合优度检验筛选确定与孔径真实分布相匹配的最优分布函数。其次,给出大气冰模型边界几何尺寸计算公式,并考虑孔隙相交情况,生成大气冰非等径孔隙细观结构随机模型。仿真结果表明,所生成大气冰模型中的孔隙定量信息与实验结果吻合较好,验证了建模方法的准确性和可行性。此外,系统讨论了二维、三维情况下模型参数对孔隙率精度与计算效率的影响。当模型中的孔隙数量达到50时,能够较好地实现孔隙率精度和建模成本之间的平衡,为后续力学性能精细化仿真提供支撑。     

基于径向基神经网络的有限元模型修正研究

设计参数型有限元模型修正属于结构动力学反问题，其理论基础是将结构的特征量视为设计参数的函数。然后依据特征量对设计参数的一阶导数信息进行迭代求解。本文提出了一种基于径向基神经网络的有限元模型修正方法，把模型修正归结为正问题进行研究。首先将特征量视为自变量．设计参数视为因变量，以径向基神经网络逼近两者之间的非线性映射关系，然后利用神经网络的泛化特性直接求解设计参数的目标值。不但无需迭代求解，而且避开了反问题所面临的复杂的非线性优化计算。GARTEUR飞机模型仿真研究的结果表明．修正后设计参数误差在2％以内，模态频率误差在1％以内。     

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。     

某型运输机环控系统改进及其性能分析

为消除发动机压气机引气中滑油蒸气污染座舱供气及对空气动压轴承运行的影响,改善某型运输机的座舱供气品质,提出用以动力涡轮驱动的离心压气机替代发动机压气机作为增压气源,在对空气循环系统的温控通路进行改进的基础上,形成了以离心压气机为增压气源的新环控系统。给出了新环控系统的性能计算方法,在飞行包线内对其性能进行了计算。计算结果表明,新环控系统的出口空气参数满足运输机对环控系统的要求,热天条件下新系统比原系统的发动机引气量至少节省10.3%,其他天气条件下,发动机引气使用量得到大幅节省,甚至超过60%。研究表明,新环控系统能够适应座舱热载荷的变化,合理使用发动机引气量,降低环控系统对发动机功率的消耗。     

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。     

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。