民用飞机电子电气设备舱门高强度辐射场(HIRF)防护设计研究

适航规章CCAR-25中给出了航空器暴露在高强度辐射场(HIRF)中应满足的抗干扰要求,针对某型号民用飞机电子电气设备舱门对HIRF环境防护能力较弱的问题,提出一些提升舱门HIRF防护能力的优化设计建议。在对飞机电子电气设备舱门HIRF防护能力研究时,以该型号民用飞机电子电气设备舱门为研究对象,将舱门与电子电气设备舱结构模型简化成复杂金属腔体开环形孔缝的模型,并类比开孔矩形金属腔体的电磁屏蔽效能的研究,归纳出可能提升结构HIRF防护能力的结构优化设计方向。依据优化设计方向规划了3个舱门结构优化方案,并对该型号民用飞机进行低电平扫掠场(LLSF)试验以验证优化方案的有效性,对试验结果分析表明,所提的建议对于提高电子电气设备舱门HIRF防护能力是有效的。     

具有舱门补型结构的高空舱排气流场特性数值研究

为了研究具有舱门补型结构的大涵道比发动机高空舱的排气流场特性,对其开展了精细化几何建模及数值模拟研究。首先,建立了带舱门补型结构的高空舱、发动机与排气扩压器联合的仿真物理模型;随后,针对不同的舱门结构形式、发动机工况以及次流流量,通过数值模拟方法进行对比验证;最后,分析舱门补型结构对高空舱排气流场影响机理,给出舱门补型结构对排气流场特性的影响规律。结果表明：舱门补型结构对发动机推力计算结果无明显影响,推力主要受发动机参数和环境压力的影响,但有舱门补型时高空舱内回流区明显减小,有利于高空舱内气体的排出;次流不仅降低了高空舱内气体的回流,还使得舱温降低,在高空舱内起到了整流和降温的作用;引射距离会影响排气扩压器的气体排出效率,且随着引射距离的减小,高空舱内回流区明显减小,提升了排气扩压器效率。     

飞机主起落架舱门变形分析与边界约束优化

基于有限元软件Patran和Nastran,对一种常见的短程民用飞机主起落架舱门在空中严重工况下的变形进行仿真分析,并通过试验验证有限元模型的准确性;最后,根据有限元仿真分析结果对舱门的边界约束进行优化,并将优化后的舱门变形情况与优化前进行对比分析;分析结果表明,优化边界约束后的舱门变形量显著减小,其结构应力水平明显降低。     

飞机舱门类部件气动载荷风洞试验研究

总结了飞机舱门类部件气动载荷的多种预测方法,并对舱门类部件载荷试验技术进行了讨论。在工程实践中,发现使用部件测力风洞试验和表面测压试验两种方法给出的舱门类部件关闭状态气动载荷相差较大。经试验验证,缝隙效应导致关闭状态下舱门类部件测力方法存在较大的误差,难以准确预计气动载荷。建议采用表面测压的方法给出关闭状态下舱门类部件的气动载荷。     

武器分离及舱门开启过程数值模拟研究

基于非结构重叠网格技术,发展了一套能较好模拟空腔流动和武器分离问题的数值计算方法.通过模拟典型空腔流动和WPFS模型分离轨迹,并与试验结果比较,说明本文方法可较好模拟空腔复杂流动和武器分离轨迹.采用发展的数值方法对某内埋弹舱舱门开启过程和内埋武器分离轨迹进行了数值模拟,研究了舱门运动的非定常效应对舱门气动特性的影响.研究表明:一定条件下,舱门运动产生的非定常效应对舱门气动特性影响较大,舱门和舱门控制系统设计时必须考虑;在本文给定条件下,弹舱内的内、外侧导弹均能安全分离.通过研究,为内埋弹舱的舱门设计和内埋武器分离安全评估提供了技术手段和依据.     

民机舱门安全机构监控逻辑分析

为满足舱门的功能要求和适航条例对舱门的安全性要求,民用飞机舱门设计有多种类型的机构,机构设计的优劣直接关系到舱门性能的优劣和适航取证的成功与否。介绍了民用飞机舱门机构的组成,基于最新适航条例要求,分析了民机舱门闩、锁、增压预防安全机构的设计要求和设计要点,提炼出舱门闩、锁、增压预防安全机构的监控逻辑要求。针对舱门安全机构监控逻辑要求,以成熟机型为例,给出了一种舱门闩、锁、增压预防机构的监控逻辑分析方法,分析了在传动机构单一失效情况下,舱门闩、锁、增压预防机构的状态及安全监控逻辑的符合性,并在舱门安全机构布局、机构传动关系、机构运动时序等方面给出了设计建议,为其他机型舱门安全机构设计提供参考。     

内埋弹舱舱门气动特性研究

在高速风洞中对内埋弹舱舱门气动特性进行了试验研究,给出了马赫数等于0.6时的静/动态试验结果。静态试验结果表明:舱门表面存在较强的气动噪声,其前缘附近的声压级与舱底最大声压级量值相当;舱门气动载荷随舱门开启角度变化剧烈,δ≈30°时舱门气动载荷最大。动态试验结果表明:舱门开启/关闭过程中的气动载荷随St数变化明显;舱门开启与关闭过程中的气动载荷存在显著差异。     

新型增压预防机构的设计与研究

设计一套新型的增压预防机构,实现了监测舱门闩锁机构、增压预防、快速泄压、机构破损安全、2 psi锁定、破冰多项功能。利用Adams软件对增压预防机构进行动力学仿真,满足动力学要求。在动力学仿真的基础上对增压预防机构做了静强度分析,结果满足设计要求。研究成果表明该新型增压预防机构设计方案可行,既减轻了机构的重量,又增加了机构的安全性。所给出的完整的民用飞机舱门增压预防机构设计流程,为今后民用飞机舱门增压预防机构设计提供了必要的技术依据。     

APU舱门局部结构排液分析

依据APU舱排液相关的适航条款要求，在10 min内需要通过排液结构排出超过90%的舱内积液且不增加额外着火风险。由于舱门为APU舱的主要排液结构，为满足适航要求，目前已有针对民用飞机APU舱门排液分析方法的研究工作，主要从结构总体布局的角度出发，假定全APU舱存在唯一确定排液口，讨论分析了排液口尺寸与排液速率的关系。但对于局部结构的排液能力鲜有讨论，当APU舱门采用分段密封件布局时，不当的结构外形以及不合理的尺寸设计，可能导致可燃液体从密封搭接位置泄露，从而增加意外着火的风险，因此局部结构的排液设计对于舱内液体安全有效的排放同样十分重要。基于大型客机APU舱门的排液需求，分析了舱门局部积液结构的排液能力以及相关影响因素，针对此类因素，确定其设计要点，并分别给出了对应的结构优化措施。     

导弹电磁弹射器电磁兼容性研究

在导弹电磁弹射器发射过程中会产生强电磁场辐射,不仅会造成电磁能量的损耗,也会对系统中的电子设备产生干扰。因此,在电磁发射中需要采取一定的防护措施。文章分析了导弹电磁弹射系统的组成和工作原理,从发射线圈电磁屏蔽和电路中的抗干扰2个方面对电磁线圈的电磁兼容性设计进行研究,并进行了仿真分析,通过比对屏蔽前后的效果,给出了一种磁线圈弹射器电磁兼容性设计的解决方案。     

多隔舱燃油箱惰化流场的数值模拟与分析

根据多隔舱燃油箱的特点,建立了适用于多隔舱燃油箱惰化流场的数值模拟方法.将数值模拟结果与工程模型结果及国外文献中的实验数据进行了对比,验证了该方法的正确性.通过对各个隔舱内氧气体积分数分布的分析发现,惰化过程中,各个隔舱内的氧气体积分数趋于均匀,流出某隔舱的气体的氧气体积分数近似等于该隔舱内的平均氧气体积分数.将数值模拟得到的两种流通方式下隔舱间气体体积流量分配情况与隔舱间流通面积比进行对比发现,当通气口相对于富氮气体进口对称布置时隔舱间体积流量能够近似按照面积比分配,而不对称布置时分配情况比较复杂,不能够简单地按照面积比确定.      

锯齿单元对起落架/舱体耦合噪声抑制试验

当前中国民用飞机高速发展,噪声排放问题受到广泛关注。在飞机起降阶段,飞行高度较低且处于机场附近,其噪声直接影响到机场地面周围环境。该阶段内起落架噪声占比较大,成为研究的重点。此外,起落架在收放过程中,除自身脱落涡产生的噪声外,当起落架舱门开启时,舱体空腔内产生自持性振荡噪声,与起落架噪声一起形成更为复杂的起落架+舱体耦合噪声,直接影响到整个着陆系统噪声水平,因此研究起落架与舱体耦合噪声产生机理和抑制措施显得尤为必要。以简化的起落架及其舱体为研究对象,提出一种低马赫数（0.2Ma/0.25Ma）条件下,利用前缘锯齿扰流单元对起落架/舱体耦合噪声进行抑制的方法,并在0.55 m×0.4 m航空声学风洞进行试验验证。首先,从起落架及其舱体耦合噪声产生原因进行分析,分别明确起落架和舱体在耦合噪声各个频段的贡献作用。随后,在舱体空腔前缘安装锯齿扰流单元,以改变自由来流状态,验证降噪措施;同时采用参数化研究方法,研究锯齿扰流单元不同偏角对降噪效果的影响。最后,将起落架模型安装于舱体空腔内,分析锯齿扰流单元对耦合噪声的抑制能力。研究结果表明,锯齿形扰流单元对舱体腔体噪声与起落架/舱体耦合噪声具有明显降低作用,在本试验条件下,30°安装角最佳。预期成果可以应用于起落架/舱体耦合降噪。     

弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制

以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%～110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%。通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%。     

飞翼布局飞机武器舱综合流动控制技术研究

 针对飞翼布局飞机武器舱高强度气动噪声、内埋武器分离安全性和全机开舱附加阻力问题,以高速风洞气动噪声及气动力测量为研究手段,开展了基于前缘扰流片激励的武器舱综合流动控制技术试验研究。试验结果表明:对于飞翼布局飞机,武器舱开启对飞机气动性能有较大影响,巡航状态下,武器舱打开后使全机阻力增加了60%~110%;武器舱气动噪声高达185 dB;内埋武器分离过程中存在较大的抬头力矩,不利于武器分离。通过在武器舱前缘布置扰流片对剪切层施加激励,可以有效改善武器舱流动特性。巡航状态下武器舱开舱附加阻力最多降低20%;武器舱噪声降低5~8 dB;同时可以有效改善内埋弹分离特性。     

武器舱气动噪声主动流动控制技术风洞试验研究

针对飞机弹舱高强度气动噪声、内埋武器分离安全性等问题,以高速风洞动静态压力测量技术为研究手段,开展了基于脉冲射流激励器（Powered Resonance Tubes,PRTB）的武器舱气动噪声抑制技术试验研究。试验结果表明,试验模型具有典型的开式空腔流动特点,武器舱内部非定常流动引起的声载荷可达到150dB。PIV 试验结果研究表明空腔前缘布置主动脉冲射流激励器对剪切层施加激励,会改变武器舱上部剪切层的流动特性,对这种高强度的声载荷起到一定的抑制作用。     

民用飞机多舱油箱内惰性气体分布的研究

针对某种通风方式,对1／6比例的波音747中心翼油箱内的气流分布进行了可视化实验,得到了该油箱内气流分布的详细信息。建立三维数值模型,对不同Re数下的多舱气流分布进行了计算,经与实验结果对比显示二者吻合较好。通过数值模拟得到了各舱的流量分配系数,采用微元段的计算方法得到了各舱氧浓度的分布。对3种不同通风方式下的惰化效果进行了对比研究,提出“最不利舱氧浓度”的概念,认为对多舱油箱进行惰化系统的设计时,这一因素不容忽略。该研究可为多舱油箱惰化工程设计提供相应的支持,为通风系统的优化提供理论依据。     

C/E表面镀Al膜的原子氧试验

为了提高C/E复合材料的导电性及耐空间环境的能力,应用电弧离子镀技术在C/E复合材料表面沉积了A l膜,研究了地面模拟原子氧环境对C/E复合材料表面镀A l前后的侵蚀、质损及A l膜的附着力、导电性的影响。通过XRD、SEM、FT-IR、万能拉伸测试仪、FZ-82数字式四探针测试仪等测试分析样品。结果表明:电弧离子镀A l膜微米级以上颗粒较多,但分布均匀,膜层致密,附着力达2 N/mm2以上;原子氧对C/E复合材料侵蚀明显,镀铝后具有明显的防护作用;原子氧侵蚀后的A l膜电阻率有所上升,但还是有较好的导电性;辐照后的A l膜附着力比辐照前反而增加,其机理尚待进一步研究。     

高速飞行器空腔脉动压力主动控制与非线性数值模拟

空腔脉动压力(空腔噪声)预测是高速飞行器内埋弹舱的关键技术之一。非线性噪声求解方法是近年来新提出的一种噪声求解方法,为研究该方法对空腔噪声的预测性能,将雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程与之相结合。首先,通过RANS求解空腔周围流场,得到初始湍流统计平均解,其中包含平均流场基本特征及强制设定的湍流脉动的统计描述。然后,采用非线性噪声求解方法重构噪声源并高精度模拟压力脉动的传播,计算了马赫数Ma=1.5和Ma=5条件下的空腔噪声。结果表明,噪声特性计算值与试验结果基本吻合,说明非线性噪声求解方法对于高速空腔流动噪声具有较好的预测能力。在此基础上,研究了马赫数Ma=1.5和Ma=5条件下在空腔前缘加入气帘喷流主动控制措施对噪声的抑制作用,并得出在超声速和高超声速条件下,气帘喷流对于空腔脉动压力都有较好的抑制作用。     

内埋武器舱关键气动及声学问题研究

以风洞试验为手段,在高速风洞中对内埋武器舱关键气动问题进行了深入研究。利用静态压力测量、脉动压力测量、网格测力等测试手段,获取了典型弹舱流场静压分布特性、气动声学特性以及武器分离特性。研究结果表明：舱内静压分布变化明显,可以此定义弹舱流场类型;开式弹舱流场气动声学环境恶劣,总声压级强度可达170dB 以上,且频谱曲线上存在多个明显的能量尖峰;武器从舱内分离过程中可能产生较大的抬头力矩,影响机/弹安全分离;在弹舱前缘施以流动控制能降低舱内静压梯度、抑制气动噪声,且有利于改善武器分离特性。     

内埋式武器舱的流动及气动特性分析

探讨了战斗机内埋式武器舱的一些研究进展,对武器舱形状、来流马赫数、边界层厚度、噪声等对武器安全投放的影响进行综合分析,重点讨论了武器舱几何形状对流动特性的影响;基于N-S方程,采用数值模拟方法,分析了几种不同长深比二维武器舱的流动特性,以及三维武器舱锯齿舱门对气动特性的影响;探讨了噪声特性及噪声抑制技术,并对武器投放中...