多种组合动力方案性能对比研究

针对目前国内外不同的TBCC组合动力概念方案进行了性能对比研究,主要包括:涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机、涡轮/引射冲压/双模超燃冲压组合发动机、射流预冷涡轮/双模态超燃冲压组合发动机和空气涡轮火箭/双模态超燃冲压组合发动机。通过发动机性能计算,获得了不同方案的高度、速度特性;基于马赫数6.5高超声速巡航飞行器相同的飞行任务和气动特性,计算比较了不同动力方案的飞行器航程、巡航距离和加速时间等性能参数。结果表明:涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机在4种方案中比冲最高;在相同的翼载和起飞推重比下,涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机具有最大的航程和巡航距离,但爬升加速时间最长;空气涡轮火箭/双模态超燃冲压组合发动机的航程和巡航距离最短,但加速性能较高,爬升加速时间最短。     

民航飞机放行评估实验教学方法研究

飞机放行评估是航空公司进行运行控制的一项重要内容,它直接决定了航空公司运行和服务的质量。文中通过对中国民航大学现有的教学资源和现用的教学方法进行介绍,并进一步提出改革建议,从而有助于更好地搭建实验平台,提高教学质量。     

发动机喷流对飞机阻力伞性能的影响

飞机阻力伞工作过程中,往往飞机发动机仍未停机,高速发动机喷流会对阻力伞流场产生影响,进而影响阻力伞的工作性能。针对发动机喷流对阻力伞的影响,本文采用流固耦合方法对不同喷流速度下的阻力伞动态开伞过程进行数值仿真,分析了不同喷流速度对阻力伞阻力特性、阻力伞稳定性以及流场特性的影响。研究发现,发动机喷流会使阻力伞前的气流速度变大,从而导致阻力伞动载峰值变大,充满状态的稳态载荷变大,动载峰值出现时刻前移。在本文计算工况下,当发动机喷流速度为250 m/s时,阻力伞充满状态稳态载荷增加21%;当喷流速度为350 m/s时,阻力伞充满状态稳态载荷增加51%;当喷流速度为500 m/s时,阻力伞充满状态稳态载荷增加79%。同时,发动机喷流会使得伞衣内侧下方的压力偏大,导致伞衣压力分布不对称,从而使得阻力伞发生上下摆动,且喷流速度越大,阻力伞摆动振幅越大,阻力伞稳定性越差。     

飞机选型应进行的航线分析研究

在飞机选型工作中飞机性能人员的主要工作是对各备选机型进行航线分析,为经济分析提供在各条航线上的业载、轮档油量、轮档时间等各种数据,分析各备选机型的机场适应性、航线适应性.通过对各备选机型的机场适应性、航线适应性的分析可以对备选机型从飞机性能角度做出优劣顺序的初步评估,供最终决策时参考.     

发动机引流对飞机气动力的影响试验研究

飞机气动力特性是飞机特性的基本表征。发动机的引流对气动力的影响直接关系到气动力建模的准确性、飞行品质和飞行安全。将真实涡喷发动机安装在某缩比验证飞机内,较逼真地研究了发动机推力大小、空气流动速度大小和方向等对气动力的影响。结果表明,发动机引流对验证机气动力的影响主要体现在轴向力、法向力和俯仰力矩上,发动机推力越大,引流效果越明显,且在超过失速迎角后的某迎角处法向力和俯仰力矩的增量达到最大值;而在不同侧滑角、一定风速范围内以及舵面偏转等情况下,发动机引流引起的气动力增量主要表现在失速迎角附近。因此在进行大迎角机动研究时,必须考虑发动机引流对气动力的影响。     

Motycka估算方法中滤波位置改变对最大瞬时畸变值预测的影响

将Motycka方法中脉动压力滤波改为瞬时畸变滤波可减少其估算机时。本文从理论上建立了上述两种滤波位置所获得的瞬时畸变的随机统计参数和最大值之间的关系,用计算所得结果进行了验证。验证表明可用瞬时畸变滤波方法替代脉动压力滤波方法去估算最大瞬时畸变值。     

无人集群试验评估研究现状分析及理论方法

无人集群试验评估是促进无人集群技术从理论走向实践的重要桥梁。与传统的作战系统相比,无人集群系统具有自主协同、能力涌现、智能对抗等特点,这已大大超出传统作战系统试验评估的范畴。针对上述现实需求,本文旨在综述美国和中国在推进集群试验评估方面所进行的开创性工作的基础上,主要对无人集群试验评估的概念内涵、发展现状进行了讨论分析;结合课题组在航空集群作战领域的研究基础,探讨无人集群试验评估的主要内容和可行的技术路线,为军事装备的信息化升级和智能化转型奠定基础。     

发动机大修后单元体的性能研究

通过对某型号发动机ACMS数据的转译、分析和处理,对大修后发动机单元体的性能进行了较为深入的研究．提出如何通过这些数据得出发动机单元体的衰退程度和单元体的恢复程度,并利用衰退程度反映单元体的健康状态,利用恢复程度反映该次大修对单元体性能恢复所做的贡献．     

气动阀对脉冲爆震发动机爆震性能的影响研究

开展常温常压进气条件下气动阀式两相脉冲爆震发动机的研究具有重要的理论意义和工程应用价值。本文描述了针对气动阀式两相爆震发动机的进气装置-气动阀所作的理论和试验研究工作。通过不同气动阀参数下的冷态流场和燃烧特性试验研究,设计出了包含钝体和盖子的组合式气动阀,并获得了不同钝体堵塞比和不同盖子尺寸时燃烧波压力和火焰传播速度的变化关系。通过对气动阀的结构设计研究和试验分析得出结论,随着盖子内径变大,对产生爆震是不利的。     

面向“卓越计划”的《飞机性能工程》CBT课件开发

为响应中国民航大学"卓越计划"课程建设号召,符合空管行业人才培养需求,本文修订并完善《飞机性能工程》课程的教学内容,并开发优质CBT课件。CBT课件融合多媒体,人机交互形式丰富,适合课堂演示和学生自测,既丰富课程的教学手段,改进教学技术,又有助于提升学生的工程实践能力,适应行业需求。     

基于QAR数据的民航发动机排故方法研究

QAR系统是记录飞机运行参数,协助飞机系统故障诊断的重要工具。本文对实际排故中的经验和方法进行总结,重点研究利用QAR数据对飞机发动机常见故障进行排故的方法,并提出了利用QAR数据排故时机务管理部门和机务工程师的注意事项。实践表明:利用好QAR数据,可提高飞机发动机排故效率。     

利用旋翼机和固定翼飞机的空气动力学理论综合估算电动垂直起降飞行器的飞行性能（英文）

根据旋翼机和固定翼飞机的气动理论开发了一个综合方法过程用于估算电动垂直起降（Electric vertical takeoff and landing, e VTOL）飞行器的飞行性能。这种飞机通常采用多旋翼垂直飞行,螺旋桨和机翼的不同组合方式实现飞行。其中,对旋翼和螺旋桨的气动性能采用传统动量理论分析和旋翼元素分析。本文利用此综合理论研究了12架e VTOL飞行器的飞行性能,包括多旋翼飞行器、矢量推进飞行器和升力巡航飞行器。计算了悬停、爬升和下降以及巡航水平飞行,不同飞行状态时驱动电机、旋翼和机身的飞行特性。据此,可以进一步确定电力推进系统的性能指标,以匹配螺旋桨或旋翼,从而满足飞行任务。     

基于飞机壁板特征的扫描路径生成方法研究

为解决航空制造业数字化测量过程中复杂零部件不能完整测量的问题,提出了一种基于特征识别的飞机零部件扫描路径生成方法。对于一个飞机零部件的数字模型,本文的目标是对其中存在的槽特征、筋特征给出若干条扫描路径,使持有扫描仪的机械臂能沿此路径对该零部件的各类特征进行完整精细地扫描。本文采用区域分割的方法对各类特征进行分割和提取。考虑到槽、筋等特征中不易被扫描到的区域均为和扫描方向近似垂直特征面,在对模型进行区域分割之后,将这些特征面进行提取,作为后续处理的基础。扫描路径的规划主要是通过分析提取出的特征面来进行的:将每个特征面投影到一个二维平面内,并在二维空间内对该特征面生成一条合适的扫描路径,将该路径投影返回三维后,对其沿着一定角度进行偏置,得到了最终的三维扫描路径。实验结果显示,本文提出的方法能够准确地生成飞机零部件数字模型的扫描路径,适用于航空制造业的实际数字化测量过程。     

提高变体飞机风洞测力试验精度的方法研究

变体飞机风洞试验主要测量机翼等变形过程对流场的扰动引起的动态气动力、力矩和力矩操纵效率变化.相对于常规测力试验,由于模型的变体运动导致试验数据精度差.本文对纯机械驱动的变体飞机模型的风洞试验精度的主要影响因素进行了分析,从试验方案、数据采集触发方式和数据处理方法等进行了改进.验证试验表明,试验精度大幅提高,升力系数重复性最大误差约为0.00538,阻力系数重复性最大误差约为0.00098,俯仰力矩系数重复性最大误差约为0.00113,动态试验精度达到常规试验水平.     

任意截面弹体的翼身干扰系数估算方法研究

从小扰动线化速位方程出发,结合细长体理论,建立了任意截面弹体法向气动力与截面形状系数之间的相关性;采用二维鳞片法求解速位方程可以得到截面形状系数,从而进行单独弹体气动力估算。根据部件组拆法思想,对这一工程估算方法进行推广,提出一种适合于任意截面导弹翼身干扰系数的估算方法,该方法得到的预测结果和吹风实验、文献数据比较符合较好。采用以上方法对矩形截面的翼身组合体进行估算,具有较好的精度。     

浅析飞机的大攻角气动问题及其研究方法

本文分析了现代战斗机的发展趋势,阐明了进行大攻角/过失速机动的必要性,指出解决至今威胁着飞行安全的失速/尾旋问题仍为当代空气动力学家的重任;论述了各种研究大攻角气动问题的方法之优劣;对我国开展大攻角气动问题研究的技术途径提出了一些建议。     

基于TPA方法的整车加速轰鸣问题分析研究

针对某车在3档加速过程中存在的加速轰鸣声问题,利用传递路径分析方法(TPA),进行噪声的试验测量。查明了该车在加速过程中存在加速轰鸣声的路径及原因,提出了更改发动机前悬置及后悬置限位的改进方案,并对改进前后的悬置进行了整车测试。经过对比分析,确定了优化改进方向,解决了某车型存在的加速轰鸣噪声的问题。     

空域容量评估的理论与方法研究综述

针对目前对空域容量评估理论和方法的研究,本文从机场终端区容量评估、航路扇区容量评估、区域容量评估方面进行阐述,介绍国内外相关研究现状,然后结合各空域容量的限制约束及影响因素,分析比较容量评估的方法和工具,总结得出空域容量评估的未来趋势以及对我国空域容量评估的发展启示。     

燃烧室工作过程对冲压发动机性能潜力的影响研究

用准一维分析方法,在相同的入流条件下,假设将当量比为1的燃料热量全部添加到气流中,研究了燃烧室工作过程与性能之间的关系.结果表明,随着特征马赫数的增加,在相同飞行马赫数下,亚声速燃烧室所需扩张比逐渐减小,而双模态燃烧室所需扩张比逐渐增大;亚声速燃烧室出现所需最小扩张比和最大比冲的特征马赫数分别是1和0,双模态燃烧室在最小特征马赫数时所需扩张比最小,获得的比冲最大,且与亚声速燃烧室能获得的最大比冲相差不大,在飞行马赫数4、5、6时,差值分别为5%、4%、3%;特征马赫数在亚声速范围内变化时发动机比冲的曲线比较平缓;壁面摩擦系数的变化对燃烧室所需扩张比的影响大于对比冲的影响.直连式实验获得的等截面燃烧室极限加热量数据证明了本方法的合理性.