基于神经网络的飞机襟翼机构磨损失效判据确定方法

飞机襟翼使用过程中存在失效判据不易确定的问题,目前襟翼机构滑轨滑轮磨损间隙许用量主要是通过试验及使用统计数据分析确定。针对新研机构缺乏试验及使用数据的问题,通过对影响磨损间隙最大许用量的因素分析,提出应用神经网络学习确定襟翼滑轨滑轮间隙最大许用量的预测方法。算例验证表明,运用神经网络方法预测得到的滑轨滑轮架的间隙最大许...     

民机襟翼用滑轨材料磨损表面图像分析

利用MZ-4018滚动轴承滑轨摩擦磨损试验机进行磨损试验,通过体视显微镜和工业相机对襟翼滑轨材料试验件磨损表面进行图像采集;采用wiener滤波和Laplace算子进行预处理,以实现图像平滑,增强图像的边缘和细节信息;迭代法和最大间类方差法确定两阈值,以此作为选取种子点的标准,确定生长准则后进行图像分割;最后利用形态学方法进行磨损边界提取并对磨损面积进行测算;实现了对襟翼滑轨材料磨损特征的定量分析。     

Gurney襟翼对多段翼型气动性能影响的数值研究

采用剪切应力输运（SST）k-ω两方程湍流模型和C-H型多块结构网格求解二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,结合襟翼缝道参数变化研究了不同形式的Gurney襟翼（GF）及其几何参数对多段翼型气动性能的影响,GF形式包括主翼和襟翼分别及同时增加GF。在GF绕流数值计算中对GF局部网格进行适当加密,多段翼型不同襟翼缝道参数GF构型的计算结果表明：主翼GF的影响主要取决于缝道参数,通过减小襟翼逆压梯度可以有效抑制襟翼位置并非最优时出现的流动分离,因而能够用来重新优化缝道参数;襟翼GF对基本构型的影响大致相同,升力系数和俯仰力矩系数增加明显且随GF高度非线性变化,但当其高度合适时阻力系数变化不大;主翼和襟翼同时增加GF时,在线性区域内多段翼型气动性能的变化大致为上述两种单独情形的线性迭加。     

襟翼翼尖涡控制飞机尾流机制实验研究

为了研究襟翼小涡与主翼尖涡相交不稳定性触发条件,采用矩形机翼模型产生一对翼尖涡,同时在机翼上安装不同宽度及攻角的襟翼,对35个翼展下诱发R-L(Rayleigh-Ludwig)不稳定性的最佳涡系参数组合进行了研究。结果表明:通过水槽流动显示实验发现,单主翼尾涡在第35个翼展处未发生明显变化,能量衰减缓慢;加装襟翼后尾流不稳定性被触发,衰减效果明显,在一定范围内尾涡能量衰减值随着襟翼攻角的增大而增大;环量统计半径Rd=50mm时,对主翼尖涡环量进行PIV(Particle Image Velocimetry)分析时发现,当主翼攻角α=8°,襟翼攻角β=28°,襟翼宽度b=55mm,来流速度V=0.5m/s时尾涡能量消散最快,主翼尖涡环量在第35个翼展时衰减为第一个翼展的28%;证实通过安装合适的襟翼可以有效地控制飞机尾流,加速其破裂和消散。     

富勒襟翼外形的参数化建模及优化

富勒襟翼能够产生比普通单缝襟翼更大的升力增量,而且比双缝和多缝襟翼结构简单、活动部件少,更有利与气动优化,在现代民用飞机上有着越来越多的应用。本文使用二次曲线分段构造富勒襟翼的几何外形,使用SST-k-ω湍流模型对气动网格模型进行数值模拟,以此为基础优化襟翼的几何外形来提高襟翼的升力增量,并对襟翼外形优化前后的计算结果进行了分析。研究结果表明,通过优化富勒襟翼外形,可以提高襟翼头部的吸力峰值,进而提高对主翼环量诱导作用,使得两段翼型的升力系数增加。基于CFD流场显示,可以发现由于襟翼缝道流动对襟翼气流的分离起到抑制作用,因此随着两段翼型迎角的适当增加,反而可以改善襟翼上方气流的分离情况。     

铁谱技术在民机襟翼运动机构寿命分析中的应用

滚轮滑轨的摩擦磨损性能直接影响到民机襟翼运动机构可靠性。为获得表面火焰喷涂碳化钨的钛合金和表面镀硬铬的钢分别与滚轮配合的磨损性能,使用DMAS-II（分析式）智能化铁谱分析系统对民机襟翼运动机构进行可靠性分析。通过质谱仪与铁谱显微镜来进行磨粒分析,从而实现在实际工况中判断摩擦副的磨损程度,预测运动机构的可靠性。试验表明,此方法可广泛应用于脂润滑的摩擦副故障诊断中。     

低雷诺数下双元素翼帆的襟翼几何参数对其推进特性影响研究

为了研究大型船舶在航行中翼帆对其推进性能的影响规律,本文建立了一种双元素翼帆模型,并采用雷诺平均N-S方程在定常和非定常工况下对襟翼几何参数变化的模型进行数值仿真。结果表明,双元素翼帆气动特性的改变体现了襟翼旋转轴位置、襟翼偏转角以及缝隙宽度之间的非线性耦合作用。襟翼旋转轴位置的前移实际上是增大了缝隙宽度,进而增加了流过缝隙的流体,避免了主翼尾流的流动分离。然而,襟翼旋转轴位置的前移距离也受到襟翼偏转角的限制,在襟翼偏转角为25°、攻角为6°,当襟翼旋转轴位置由90%前移到85%时,襟翼吸力面发生了大尺度流动分离。襟翼旋转轴位置不宜过于靠前或靠后,当相对缝隙宽度为2.4%时襟翼旋转轴位置为85%较为合理。     

破损安全设计在民用飞机襟翼运动机构中的应用

后缘襟翼是现代民用飞机的关键增升装置,运动机构是其重要的支撑结构。根据后缘襟翼运动机构特点和损伤容限要求,提出了破损安全设计要求和不同类型的破损安全结构应用场景。基于裂纹扩展方法和主、副结构裂纹独立扩展的原则,给出了不同类型破损安全结构的裂纹扩展曲线、检查门槛值和重复检查间隔的确定方法;针对主流铰链襟翼和滑轨襟翼运动机构的传力和连接特点,从主、副结构的相对位置出发提出了同位结构和异位结构的分类方式,从结构特点出发提出了平板结构和铰链结构的分类方式,给出运动机构破损安全设计流程,并提出了典型富勒襟翼滑轨等待破损安全最小设计间隙确定方法,对民用飞机的研制具有重要意义。     

波音737NG飞机大翼扭力管改装后涡流检测

由于波音737NG飞机大翼后缘内侧襟翼的主扭力管上松动的紧固件会损伤扭力管和滑架,并有可能导致飞机失去后缘襟翼,因此对该扭力管进行改装。本文重点介绍改装中扩孔后对孔周围和孔内壁进行高频涡流检测的实施方法。     

涡襟翼在不同雷诺数下的控制分离特性研究

受鸟类抬起羽毛控制分离流的启发,涡襟翼成为翼型大迎角分离流的控制措施之一。采用数值模拟方法研究不同雷诺数下涡襟翼在控制翼型大迎角分离流动时的气动特性及其物理机制。结果表明：涡襟翼在低雷诺数下能够极大地改善翼型的大迎角升力特性,其物理机理是涡襟翼将翼型主分离涡的涡心位置控制在离翼型更近的区域,且涡心位置的涡量得到大幅提升,使得涡心附近的低压特性影响到翼型上表面,而且涡襟翼能够将翼型上方前区的低压与下游的高压隔开;但是在高雷诺数（对应常规飞机雷诺数）下涡襟翼改善翼型大迎角气动特性的效果远不如低雷诺数情况,由此解释了为什么鸟类能够通过羽毛抬起提高升力特性,而常规飞机的涡襟翼只能作为阻力板使用的原因。