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551.
552.
动力效应对民机起飞构型气动特性影响的数值研究 总被引:3,自引:1,他引:3
采用在点对点多块结构化网格系统上求解三维可压缩雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程的方法,研究了发动机动力效应对民机起飞构型气动特性的影响.首先,通过涡轮动力模拟器风洞试验模型及民机高升力构型标准模型,对研究方法进行了验证,计算和试验结果的良好吻合说明研究方法用于模拟发动机动力效应及预测民机高升力构型气动特性是可行的.其次,针对分别安装通气短舱和动力短舱的某翼吊涡扇发动机民机起飞构型,研究了发动机动力效应对其气动特性的影响规律.结果表明:在通气短舱基础上预测的起飞最大升力系数、失速迎角以及阻力和力矩,在考虑动力效应后会产生明显的不同.动力效应可使外形最大升力系数增大并延迟机翼失速,但同时也带来了低头力矩增大和升阻比降低的不利影响.建议在对机翼及其高升力装置设计结果的数值校核中使用考虑进排气的动力短舱代替目前常用的通气短舱,这能为设计改进提供更可靠的依据. 相似文献
553.
魏书有毛可毅于学民 《民用飞机设计与研究》2012,(4):8
飞机燃油箱系统关键设计构型控制限制是适航限制项目的组成部分,是一种强制性适航维修项目。分析和研究了确定关键设计构型控制的方法和要求。 相似文献
554.
凹腔构型对超声速燃烧室的燃烧效率、阻力特性、火焰稳定等性能都有重要的影响,且凹腔构型各参数变化产生的影响存在复杂的耦合作用。因此,针对横向喷射燃料的三维超声速燃烧室凹腔构型进行了基于代理模型的优化设计及参数分析研究。首先对凹腔的长度、深度和后壁倾角进行正交试验设计,数值仿真用以对凹腔燃烧室进行流场与性能分析,建立燃烧室燃烧效率和总压恢复系数与设计变量间的代理模型,根据基于替代模型的复杂系统优化策略,采用带精英策略的非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)对凹腔构型进行二次优化设计,得到Pareto前沿面。结果分析表明,优化凹腔构型可分为窄深型、浅长型和中深中长型,分别对应Pareto前沿面的急变段、平缓段和巨变段;凹腔燃烧室的燃烧效率与凹腔长度呈负相关,与凹腔深度呈正相关,总压恢复系数反之;后壁倾角对总压恢复系数和燃烧效率影响均较小。平缓区的燃烧室压力幅度变化小且总压恢复系数高,其长深比在2.67~8,在不需要极高的燃烧效率情况下,可以优先选择平缓区凹腔构型。 相似文献
555.
556.
557.
国航PW4077D机队自引进至今发生多起空中喘振故障,造成了飞机延误和非计划换发等后果,根据发动机厂家建议,国航采取了多种措施,但效果不明显。本文通过对QAR数据、放气系统逻辑图等的深入分析,寻找喘振的根本原因,以期为解决喘振故障提供一些思路。 相似文献
558.
孙楠贺璐 《民用飞机设计与研究》2014,(4):83-86
构型管理是民用飞机研制成功的重要保证,在以"主制造商-供应商"模式进行的民用飞机研制中,作为主制造商构型管理的重要组成部分,供应商构型管理至关重要。需要确保供应商能够在产品的全生命周期内为产品构型提供持续的控制,以及确保供应商的构型管理工作能够满足主制造商规划的型号设计要求,因此有必要对供应商构型管理体系进行全面的审核。提出了在供应商构型管理体系审核中应关注的主要方面,以确保达到审核目的。 相似文献
559.
为解决扁平导弹头部空间利用率低,天线罩加工困难且电气性能差的问题,采用形状函数变换技术(CST)造型法在其前端融入旋成体,并提出“旋成体埋头角”以实现融合区域光滑过渡。CFD计算得到旋成体弹头、扁平弹头、和“旋成体埋头角”为0°~5°时融合弹头的气动性能,结果表明:旋成体弹头、“无埋头”融合弹头和“有埋头”融合弹头的最大升阻比分别为扁平弹头的8158%、8616%和8946%。以最大升力系数和最大升阻比为目标对“旋成体埋头角”为2°和3°的融合弹头进行优化计算,在Pareto前缘中,随着旋成体末端半径从150 mm增大至210 mm,两构型的最大升力系数分别上升599%和416%,最大升阻比分别下降1996%和1839%。此外,当旋成体末端半径小于165 mm时,上述2°构型的最大升阻较大(峰值可达扁平弹头的9779%),反之上述3°构型构型的最大升阻较大。 相似文献
560.
大展弦比飞翼构型飞机阵风载荷减缓控制 总被引:3,自引:0,他引:3
大展弦比飞翼构型具有优越的气动和隐身特性,但由于构型原因无法配置常规操纵面,因此常规构型飞机的阵风减缓控制方法不再适用. 研究了大展弦比飞翼构型飞机新型多操纵面的典型配置方案,同时对其应用直接升力方法进行阵风减缓控制时的新的操纵及控制原理进行 了分析.采用极点配置方法设计了相应的阵风减缓控制律,并且通过有关的准则检验了该控制律的效果.最后通过计算并比较开环和闭环飞 机的频谱响应,验证了该控制律减缓飞机阵风响应的有效性. 相似文献