大型客机柔性后缘增升装置气动机构一体化优化设计

增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点。以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50%部分实现柔性变弯。在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角。之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用"前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏",进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速。     

大型飞机增升装置气动机构一体化设计技术进展

增升装置设计作为大型客机设计的关键技术之一,其设计水平的提升将极大提高飞机的整体性能。虽然先进增升装置方案朝着简单形式发展,但其设计目标将结合气动、机构、结构、噪声等复杂考虑因素,以达到最优的综合性能和提高飞行的安全性、经济性和舒适性,是个高难度多学科多约束耦合的设计问题。结合气动优化、机构设计、一体化研究等多方面增升装置设计难点进行论述,并提出相应解决方案,最终完成气动/机构一体化设计。分别回顾了干净构型到巡航构型的外形设计方法;起降构型的气动评估、优化方法;增升装置位置表达方法和机构设计研究现状。最后阐述了气动/机构一体化设计方法的思想,总结了国内外在该方向所进行的研究和取得的成果。     

三自由度GMA油膜轴承可视化实验装置

给出了一种三自由度超磁致伸缩驱动器（GMA）油膜轴承可视化实验装置,介绍了它的组成、工作原理及调整方法。该实验装置利用涡轮蜗杆-丝杠传动机构调整实验主轴竖直高度,采用十字滑台、GMA、模具弹簧调整实验轴承在水平面的位置,方便改变实验轴承偏心率,并可利用GMA控制轴承座,减少转子系统振动。在实验台上,进行了椭圆轴承油膜的温度和压力测量以及轴心静平衡位置调整实验。结果表明:通过控制椭圆轴承短轴油膜来调整所支撑转子系统轴心静平衡位置的效果更明显。该实验台可以采集旋转速度在0~10 000 r/min之间的转子轴心轨迹、控制转子工频振动、观察油膜和气穴的形成与破裂实验,为GMA油膜轴承动态性能实验研究打下了一定基础。      

雷诺数对增升装置流动特性影响的计算研究Ⅱ——缝道流动特性

在1×106~30×106的雷诺数范围内,马赫数为0.197的情况下,计算并分析了NHLP-2D多段翼型的缝道流动规律,提出了依据缝道出口速度分布定义名义边界层厚度δ/c的方法。研究发现,δ/c随雷诺数的增大而单调减小,且减小速度随雷诺数的增大而明显减缓,符合雷诺数对边界层的影响规律,说明本文定义的δ/c可用于多段翼型边界层厚度的定量研究。对于缝翼缝道,主翼壁面处的δ/c高于缝翼尾缘处的,且二者随迎角的变化规律相反。襟翼缝道处于主翼的强下洗流场中,襟翼上的δ/c随迎角几乎不变。当1×106≤Re≤2×106时,缝道边界层总厚度δT/c随雷诺数有明显的变化,当Re≥3×106时,δT/c随雷诺数的变化率减小。本文研究范围内,δT/c都没有严格地进入雷诺数自准区。当Re≥15×106时,δT/c随雷诺数接近线性变化趋势,为雷诺数规律的外推提供了参考。     

压气机试验器二级增速装置设计与试验验证

针对压气机试验器受转速限制无法满足新型压气机试验的需求,设计了一种置于试验器传动轴系与试验件输入轴之间的增速装置。该增速装置可在压气机全转速范围内稳定运行,并利用隔热、冷却等方式能在试验件高温排气条件下有效保证内部传动组件处于要求工况。在增速装置设计过程中,还利用实体建模和结构仿真分析了箱体的受力变形和应力,从理论上确保了箱体设计安全可行。试验调试过程中,该增速装置运行良好,传动平稳,满足试验要求。     

飞机装配型架标准接头定位器自动选取算法

在现代飞机结构中,整体结构件的应用导致了飞机装配型架结构中大量使用接头和工艺孔定位器.这些定位器一般由工作头和标准接头定位器两部分构成.为了缩短型架研制周期,在型架设计中开始推广应用CAD技术,包括开发型架专用设计系统.因此,研究接头定位器的自动设计,对进一步简化型架设计过程、提高设计效率具有重要的意义.标准接头定位器的自动选取是实现接头定位器自动设计的技术关键,就此提出了标准接头定位器自动选取的专门算法,其中包括提出并建立可定位域概念及其数据表示格式.该算法已应用于自行研制的飞机装配型架CAD系统中相关模块的开发,并取得了良好的应用效果。     

苏联研制载人机动装置

苏联目前正研制一种载人机动装置(MMU),其结构与几年前美国马丁·马丽埃塔公司的MMU相仿,也是配置在宇航员舱外活动(EVA)航天服的背部,长度也是从航天帽到宇航员的腿中部。另外相似的就是MMU的仪表板同样是装在从主结构沿人的两臂伸出的分结构的顶端,仪表板上有宇航员使用的各种控制器和开关。仪表板上控制器和开关的排列如下: 左臂仪表板上有6排:第1排有一模拟读出器;第2排是一行搬钮开关,带有突出的开关保护器/分离器;第3排为一红色长方形罩,上面标有“旁路”或“循环”的俄文字,其旁边还有一搬钮开关;第4排     

温度对涡轴发动机起动性能影响的试验研究

为研究装直升机后的涡轴发动机的地面起动性能,开展了不同环境温度、冷/热态条件下的发动机地面起动试验,分析了温度对起动时间和排气温度峰值的影响。结果表明,随着环境温度的增加,冷态起动时间先降后增,热态起动时间、冷/热态起动排气温度峰值均呈线性增加。环境温度0℃以下时,随温度的降低冷/热态起动性能差异逐渐增大,滑油导致的转子阻力矩升高是低温冷态起动时间长的主要原因。利用试验结果,建立了冷/热态起动时间、排气温度峰值随环境温度变化的模型,并应用于实际飞行时的起动监控。     

某型国产运输机气动系统便携式检测装置的设计与应用

为了满足国产某军民两用型运输机执勤任务和地勤保障的需要,本文针对该型运输机地勤保障中故障常发的气动系统,设计了专用的便携式检测装置,可以实现对系统中部件的快速检测、故障的快速定位及排除,从而更好地保障该型运输机的出勤效率。     

多电飞机起动发电系统关键技术研究

多电飞机是下一代先进战斗机的重要特征,具有质量轻、可靠性高、维护性好、生存能力强等特点,但是电气负载功率剧增对发电系统提出了更高的要求。针对提升飞机二次能源系统功率密度,可靠性、安全性,开展基于270 V高压直流起动发电系统关键技术研究,采用系统工程方法论,开展典型多电飞机起动发电系统的运行概念设计、需求分析及架构设计,开展起动发电机热设计及高压锂电池技术研究。通过不同的使用场景,开发多电飞机起动发电系统架构仿真模型,搭建仿真环境,验证了起动发电系统方案可行,为多电飞机起动发电系统设计提供技术支撑。