民用飞机APU舱门排液设计

APU舱门与APU 排气口距离非常近,从APU 舱门排出的可燃液体很有可能会流入飞机尾锥的APU排气口,造成安全事故。APU 舱门的排液如何避开APU 排气口是一个非常重要的设计。     

民机飞行结冰参数的模拟与校准

结冰问题的研究对于民用飞机设计十分重要,采用结冰风洞试验是主要的方法之一,欧美国家有很多成熟的结冰风洞用于型号研究。结冰风洞中需要对很多参数进行控制,其中水雾参数精确控制的难度很大,而且一般通过间接方法来进行测试校准,往往误差较大,导致不同结冰风洞试验结果往往有所差异。文章介绍了在意大利宇航中心的IWT 结冰风洞完成的冰风洞校准试验,对结冰风洞水雾参数校准方法进行了阐述,为民机结冰风洞研究提供参考。     

民用飞机救生筏储存箱结构设计思路探讨

民用飞机的救生筏是飞机应急着陆时使用的一种救生设备,需要有专门的储存箱来存放。详细地阐述了救生筏安装的适航要求,同时结合具体型号,以客舱天花板式储存箱为例,对救生筏储存箱的设计思路进行了探讨,并对其进行了人机功效分析。     

地外天体起飞过程真空羽流导流力热效应研究

为研究地外天体起飞真空羽流对探测器分离产生的力热扰动,使用计算流体力学-直接模拟蒙特卡洛(CFD-DSMC)耦合计算模型对锥面导流的真空羽流场进行了计算。采用组分输运模型计算三维连续流场,并获取当地的克努森数作为判断连续流和离散流的依据。使用基于分子动力学的直接模拟蒙特卡洛方法(DSMC)计算离散流场,采用可变软球(VSS)碰撞模型和Larsen and Borgnakke传能模型计算离散流分子间的能量传递,将计算结果与试验进行了对比,验证了计算方法的可靠性。研究结果表明,A器受到的侧向干扰力矩为62N·m,底部受到的最大压力为100Pa,最大热流密度为100k W/m2;B器受到的侧向干扰力矩为558 N·m,表面最大压力为8k Pa,最大热流密度为600k W/m2,喷口与导流装置顶面距离为400mm时,激波已移出喷管内部。     

非对称结构损伤飞机鲁棒容损控制器设计

当飞机发生非对称结构损伤时,飞机的质量、重心位置和气动特性都会发生突变,飞机机体的对称性遭到破坏,致使飞机的横纵向间运动产生强烈的耦合。针对飞机发生非对称结构损伤时导致的飞行控制问题,建立了非对称结构损伤飞机的损伤模型,并基于一种新型鲁棒容损控制策略,采用非线性扩张状态观测器和非线性动态逆相结合的方法,对飞机的姿态控制器进行了设计,兼顾了飞机系统的性能和对损伤的鲁棒性。最后,基于NASA的通用运输机模型,对所设计控制器的控制效果进行了仿真验证。仿真结果表明,设计的姿态控制器有效地抑制了非对称结构损伤给飞机控制系统带来的不确定性和扰动,具有较好的控制性能。     

飞行数据相容性检验方法

飞行试验测量数据中存在过程噪声和测量噪声,导致飞行数据之间不相容,国内目前常用的输出误差法不适用于耦合严重的直升机飞行数据相容性检验。采用增广卡尔曼滤波方法进行状态估计,大幅度地消除测量值中的误差;再用输出误差法对增广卡尔曼滤波估计的结果进行相容性检验,并将其应用于直升机四阶纵向等效模型辨识中。结果表明:提出的这种方法既解决了单独使用增广卡尔曼滤波进行数据相容性分析时由于初期收敛过程造成的滤波误差问题,又克服了单独使用输入误差法进行数据相容性时需手动修改时间延迟问题和测量值中误差过大时输出误差法无法收敛问题,使得检验效果与计算效率大幅提升。     

防冰疏水微结构表面的设计

微结构表面具有出色的防水自净性能以及减阻性能,但目前超疏水微结构表面设计制备思路欠缺系统性,很多制备方法也比较复杂,在工程实践方面缺乏指导性。从工程制备的角度,概述了微结构表面设计的经典理论模型和国内外对微结构几何设计的理论研究,探究常用工程材料的理论本征接触角,通过力学平衡分析方法计算仿真确定疏水微观结构几何尺寸、几何截面外形,提出截面线长度及尺寸系数两个疏水微结构设计的参数,归纳了设计疏水微结构的流程,为制备疏水微结构或微结构模具提供理论基础。     

单转子轴流压气机涡动力学失稳机理研究

为了研究单转子轴流压气机的涡动力学失稳机理,采用基于Shear Stress Transport(SST)湍流模型的尺度自适应雷诺平均/大涡(RANS/LES)混合模拟的方法对低速单转子轴流压气机进行了非定常数值模拟。研究结果表明:在设计转速3kr/min条件下,叶顶泄漏涡、二次泄漏涡以及诱导涡破碎引起的叶顶区域的堵塞是触发单转子轴流压气机内部流动失稳的主要因素。压气机由近堵塞工况点向小流量工况点逼近的过程中,叶顶泄漏涡轨迹与轴向的夹角由70°增加到76°,二次泄漏涡起始点位置前移加速叶顶泄漏涡向转子前缘移动。近失速工况点叶顶泄漏涡的轴向动量与主流的轴向动量之间存在一种平衡,叶顶泄漏涡稳定在转子前缘。压气机进一步节流主流的轴向动量减小,对叶顶泄漏涡轴向动量的抑制能力减弱,叶顶泄漏涡的位置不再稳定,诱发尖脉冲型失速先兆。     

基于人机闭环稳定性的舵机速率限制边界

舵机速率限制是造成电传操纵飞机人机耦合的主要原因。利用描述函数法对舵机速率限制非线性进行建模,分析舵机速率限制非线性、人机耦合发生频率及人机闭环稳定性间的关系,并基于此提出舵机速率边界的确定方法;以典型放宽静稳定性飞机为例,基于最优McRuer驾驶员模型,确定人机闭环稳定性所需的最小舵机偏转速率;基于开环起始点(OLOP)准则对所确定的速率限制边界进行验证。结果表明:本文提出的舵机速率边界的确定方法最小成本地避免了人机耦合;所确定的舵机速率限制边界与OLOP准则边界对应的舵机速率基本吻合,即所建立的舵机速率限制边界确定方法合理。     

嵌入式大气数据传感系统研究进展

大气数据的精确测量对飞行器的导航与控制至关重要。相较于传统的探针式大气数据测量系统,嵌入式大气数据传感系统更适用于隐身性能要求、大迎角飞行要求的飞行器或高超声速飞行器。回顾了嵌入式大气数据传感系统的发展历程,介绍了该系统完整的组成部分及其工作原理,并指出该系统在应用时的四项关键技术(测压孔布局、气动模型及求解算法、校正算法、故障检测及管理技术),结合国外多种飞行器上该系统不同的应用方案,分别对比分析四项关键技术不同应用方式的优缺点;指出了该系统的四项关键技术均会影响系统精度及可靠性,实际应用中需综合考虑选择其应用方式;最后展望了该系统在未来航空航天领域的应用。