舰载飞机弹射起飞安全评价准则研究

舰载机安全地从航母上起飞是舰载机设计和使用的关键指标之一,通过对国外舰载机弹射起飞规范、资料的研究,结合陆基飞机起飞规范的要求,分析了舰载机弹射安全起飞需要满足的各项指标要求,从飞行性能、飞行品质角度提出了舰载机弹射起飞安全评价准则。该准则可为舰载机设计和使用提供参考。     

舰载飞机弹射起飞性能和影响因素分析

本文通过舰载飞机弹射起飞动力学的研究,并根据弹射起飞的过程和要求,提出了确定弹射起飞参数(弹射力、发动机推力和平尾偏角)的计算方法。文中对舰载机的弹射起飞进行了仿真计算。最后讨论了飞机的起飞质量,发动机推力、起飞迎角、襟翼偏角和甲板风航迹等对弹射起飞性能的影响.     

舰载机弹射起飞动力学仿真与安全边界评估

为了研究影响舰载机弹射起飞安全性的因素,在舰载机弹射起飞动力学模型的基础上,设计了标准起飞航迹并进行了数值仿真。分别对航母、飞机、环境等参数对安全起飞的影响规律进行了仿真研究,然后对多种参数的组合影响进行了仿真分析,最终获得了安全起飞的边界参数。     

舰载机弹射起飞六自由度动力学建模与仿真

根据舰载机弹射起飞的特点,考虑了舰船、舰载机及起落架之间的相互作用和甲板运动、海面大气扰流以及舰艏气流扰动对舰载机的影响;基于多体动力学理论,描述了舰船-飞机-起落架多体系统的耦联关系,建立了舰载机弹射起飞六自由度动力学模型。利用此模型,仿真了舰载机的弹射起飞过程。仿真结果表明,此模型能较完整地反映航母、舰载机和起落架之间的相互耦联关系,正确地描述了舰载机弹射起飞的动力学过程。     

舰载机弹射起飞及拦阻着舰动力学问题

 弹射起飞和拦阻着舰是舰载机的特殊动力学问题,弹射起飞过程中的起飞离舰姿态、安全离舰速度及离舰上升航迹;着舰过程中的下滑航迹标定及保持、啮合速度及拦阻滑跑;逃逸复飞能力等是舰载机起落性能的主要评定指标。这些指标与航空母舰的大气扰动、航空母舰的纵倾、横摇和升沉运动的影响密切有关。本文在探讨舰载机起落性能研究方法的基础上,进行了示例仿真研究,其计算结果与能取得的示例飞机的某些结果是一致的。     

两级喷管喉径比对燃气蒸汽弹射参数的影响

针对两级喷管不同的喉径比参数,建立了耦合弹体运动和气液多相汽化的多相流模型,研究改变喉径比对燃气蒸汽弹射流场参数、弹射装置载荷和弹体内弹道的影响。结果表明:在一定范围内增大或者减小喉径比,均会导致弹射装置流场参数和发射稳定性变差。当喉径比增加过多时,将不能建立满足工作条件的喷水压差;喉径比过小时,激波上移最终会导致燃气发生器工作异常。喉径比为1.46时,尾罩压强差最小,发射稳定性能最优,温度最大值控制在设计值800K内,内弹道参数均满足设计要求。      

面向舰载机编队蒸汽弹射的汽缸结构优化设计

针对蒸汽弹射器中汽缸的结构优化设计问题，提出一种面向舰载机编队的汽缸结构优化设计方案。首先，基于舰载机蒸汽弹射仿真平台，以舰载机的最大离舰下沉量作为目标函数，设计基于遗传算法的汽缸结构优化模型，构建了一种面向舰载机编队的汽缸结构优化方法；然后，通过三组仿真实验探究了汽缸内部结构的最优参数匹配规律，并通过典型蒸汽弹射器实验数据验证了汽缸结构优化结果的合理性。结果表明，对于同类型舰载机发射情况，汽缸的最优参数可以在较宽范围内组合，对于不同类型舰载机发射情况，重型舰载机对应更长的汽缸长度。     

舰载机蒸汽弹射动力学仿真分析

阐明了蒸汽弹射装置应用的必要性。在综合考虑热力学模型、牵引释放装置数学模型、舰载机动力学模型以及起落架突伸等因素的基础上,提出了舰载机蒸汽弹射动力学仿真分析模型。以C-13型弹射器和某型飞机为例进行了仿真分析,并与相关实验数据进行对比分析,其分析结果可为舰载机蒸汽弹射系统设计以及试验验证提供有益参考。     

舰载机偏心情况下弹射起飞研究

在研究舰载机弹射过程中,考虑弹射杆形变、轮胎的滚动摩擦力和侧向滑动摩擦力对弹射起飞的影响,通过建立完整的蒸汽弹射器模型和舰载机六自由度动力学模型,并分析舰载机与弹射装置之间的衔接情况,分析不同偏心距情况下舰载机运动姿态、弹射杆和弹射器的受力.舰载机在偏心情况下会发生滚转运动与偏航运动,进而使弹射杆受到垂直于舰载机运动方向的侧偏力.仿真结果表明:侧偏力的产生原因主要是滚转运动和偏航运动,偏心距越大,弹射杆所受的侧偏力越大,而俯仰角几乎不变;汽缸有杆腔压力随着初始偏心距增大而有小幅下降,但变化不明显,因而舰载机的速度也有小幅下降.     

应用电磁弹射器的舰载机起飞性能分析

针对应用电磁弹射器的舰载机弹射起飞过程,综合考虑了电磁弹射器的推力、舰载机前起落架突伸力和载舰的运动,建立了舰载机弹射起飞的数学模型,并据此,分析了上述各种因素对舰载机弹射起飞安全性的影响,计算得到在满足舰载机弹射起飞安全准则的条件下,各种起飞因素应该满足的适应范围。研究分析表明：在风浪较大的恶劣天气条件下,通过适当地增加电磁弹射器的电磁推力和前起落架的突伸力,可以有效抑制舰载机的航迹下沉现象,确保舰载机的安全起飞过程。     

机场沥青道面结构设计方法与指标探讨

详细分析了现有沥青道面结构类型、损坏模式、设计方法发展趋势和设计指标的选取,对适应新一代大型飞机的机场沥青道面设计方法与设计指标进行分析探讨。结果表明道面结构设计主要考虑疲劳开裂、轮辙和低温开裂等损坏模式;以CBR法为代表的经验法已不能适应新一代大型飞机复杂起落架的要求,力学经验法已成为道面设计方法发展的趋势;柔性沥青道面与半刚性道面设计指标的选取应该独立,分别采用相应结构层的应力、应变等指标控制对应损坏的出现。研究结果能满足B777、A380等新一代大型机的荷载要求,可为中国构建新的沥青道面设计方法提供参考。     

作战飞机总体设计方案的灰色关联投影评价

给出了作战飞机总体设计方案的评价指标,采用层次分析法赋给每个指标不同的权重,并提出了一种基于灰色关联投影法的作战飞机总体设计方案评价方法。该方法采用灰色关联理论建立各总体设计方案对评价指标集的加权灰色关联判断矩阵,然后利用矢量投影原理计算各设计方案相对理想方案的灰色关联投影值,以灰色关联投影值的大小来评价设计方案的优劣。     

飞机易损性研究探讨

飞机战斗生存力已成为军用飞机设计的主要指标之一,飞机易损性研究的目的是揭示提高飞机战斗生存力的途径。论述了军用飞机易损性研究中的相关理论,并对飞机易损性定量指标的计算方法进行了介绍。最后针对易损性研究现状,提出了个人的看法。     

Exploration and implementation of commonality valuation method in commercial aircraft family design

Commercial aircraft family design can reduce development costs, shorten development cycles, and expand the market coverage of aircraft. Commercial aircraft family development has become one of the most important features of modern aircraft design. This paper explores the effects of commonality on different aircraft models in a commercial aircraft family. The existing product commonality indexes are summarized and their limitations in the application to aircraft design are discussed. Then a new component commonality index is proposed based on the component decomposition structure. A model for calculating the aircraft program value is established,which considers development costs, manufacturing costs, sale price, operation costs and residual costs. The effects of aircraft commonality on time and economic costs of both development and manufacturing, and on sale price, are analyzed and quantified. The commonality evaluation strategy is obtained, which features comprehensive consideration of the aircraft program value and time costs. The break-even analysis of aircraft is proceeded on the basis of costs and price data. By using a real option method, the strategy considers the uncertainty of the aircraft program and the flexibility of the manufacturer. This strategy proves to be rational and applicable to aircraft design based on the calculation of three examples and the analysis of parameter sensitivity.     

飞机操纵面数字化互换性设计

随着数字化装配技术的逐渐成熟和推广应用,适应数字量传递的互换性设计对于提升飞机操纵面设计效率、稳定装配质量和降低维护成本具有显著的现实意义。以飞机操纵面的互换性设计为研究对象,针对互换性的要求分析设计要点,建立与数字化装配相协调的互换性设计流程;从操纵面的构型特征角度分析互换性设计的结构元素;提出实现操纵面互换性的技术途径,给出相应的参考指标;以某型飞机的副翼为例,对其进行互换性分析和设计,并通过实际装配进行检验。结果表明：操纵面互换性设计流程合理可行,能够满足互换性要求。     

Research of low boom and low drag supersonic aircraft design

Sonic boom reduction will be an issue of utmost importance in future supersonic transport, due to strong regulations on acoustic nuisance. The paper describes a new multi-objective optimization method for supersonic aircraft design. The method is developed by coupling Seebass–George–Darden(SGD) inverse design method and multi-objective genetic algorithm.Based on the method, different codes are developed. Using a computational architecture, a conceptual supersonic aircraft design environment(CSADE) is constructed. The architecture of CSADE includes inner optimization level and out optimization level. The low boom configuration is generated in inner optimization level by matching the target equivalent area distribution and actual equivalent area distribution. And low boom/low drag configuration is generated in outer optimization level by using NSGA-II multi-objective genetic algorithm to optimize the control parameters of SGD method and aircraft shape. Two objective functions, low sonic boom and low wave drag, are considered in CSADE. Physically reasonable Pareto solutions are obtained from the present optimization. Some supersonic aircraft configurations are selected from Pareto front and the optimization results indicate that the swept forward wing configuration has benefits in both sonic boom reduction and wave drag reduction. The results are validated by using computational fluid dynamics(CFD) analysis.     

军用飞机易损性关键部件关键度研究

关键部件的分析是易损性数值量度的基础。使用"关键度"的概念,可以用来定量描述部件对军用飞机总体易损性的重要程度。根据部件被杀伤的指标特征可以构造部件的三个杀伤指标,并由此对燃油系统易损性关键部件的关键度进行定量计算,从而可以直观地得出燃油系统各个子系统对整体易损性的重要程度。这种方法不仅能够为军用飞机易损性评价提供原始数据,也可以辅助军用飞机易损性减缩设计并预测易损性减缩效果。     

基于改进层次分析法的民用飞机修理级别非经济性分析

修理级别分析（level of repair analysis,简称LORA）是飞机保障性分析的一个重要内容,是在设计阶段评估维修对飞机成本影响的一种系统分析方法。在缺乏相关修理级别经济性分析数据的前提下,经过对多种国际主流机型维修大纲和维修手册的研究,分析了飞机修理级别分析的影响因素,建立了层次化的综合评价指标体系,同时又通过专家打分法将定性评价指标进行量化。在此基础上,运用灰色关联分析对修理级别方案进行综合排序,从而选出最优的修理基地。最后通过实例分析说明了本文所提模型的合理性。     

Nonlinear adaptive and sliding mode flight path control of F/A-18 model

The question of inertial trajectory control of aircraft in the three-dimensional space is discussed. It is assumed that the nonlinear aircraft model has uncertain aerodynamic derivatives. The control system is decomposed into a variable structure outer loop and an adaptive inner loop. The outer-loop feedback control system accomplishes (x,y,z) position trajectory and sideslip angle control using the derivative of thrust and three angular velocity components (p,q,r) as virtual control inputs. Then an adaptive inner feedback loop is designed, which produces the desired angular rotations of aircraft using aileron, elevator, and rudder control surfaces to complete the maneuver. Simplification in the inner-loop design is obtained based on a two-time scale (singular perturbation) design approach by ignoring the derivative of the virtual angular velocity vector, which is a function of slow variables. These results are applied to a simplified F/A-18 model. Simulation results are presented which show that in the closed-loop system asymptotic trajectory control is accomplished in spite of uncertainties in the model at different flight conditions.     

单通道窄体客机气动力设计技术分析

气动力设计是单通道窄体客机的重大关键技术,对飞机性能影响重大。初步梳理和简要分析窄体客机的气动力设计技术,主要方法是典型机型的实例研究和相关数据统计分析和对比,内容包括机翼气动力设计、增升装置、翼梢小翼、CFD技术应用等。机翼气动力设计分析部分首先概述设计重要性和要求;之后给出典型飞机机翼气动力设计实例及主要参数统计数据,包括翼型、平面形状、飞机性能参数等;列出机翼内段-翼根区域气动设计、短舱-吊挂-机翼一体化设计等设计研究课题并简析。增升装置部分首先分析设计难点和问题,之后统计分析波音737和A320各代机型的增升装置设计,包括前缘后缘增升装置类型和主要参数等。翼梢小翼部分给出融合式小翼、双羽小翼减阻数据和展向升力分布改善图。最后简要介绍了波音公司、空中客车公司和我国CFD技术发展应用情况。