基于数据的发动机模型匹配方法研究

针对在使用环境条件下发动机部件特性未知的问题,为获得在实际装机条件下的发动机部件特性,采用1种基于参考数据的发动机部件级模型匹配方法,在对测量数据和模型特征分析的基础上,选取适当调整参数,以模型在非设计点的仿真输出与参考数据的匹配精度为目标,通过迭代方法求解部件特性。仿真数据表明:采用基于数据的发动机匹配技术得到的发动机模型,其仿真输出与参考数据的偏差均在允许范围内。利用该方法可以得到在使用条件下的发动机部件特性,为装机状态发动机的仿真预测提供技术支撑。     

基于MATLAB/Simulink的飞机燃油箱内燃油温度仿真计算

燃油温度是飞机燃油箱可燃性评估的关键参数之一。为了研究飞机燃油箱内温度的分布规律及传热模型的正确性,采用MATLAB/Simulink软件平台搭建出了客机的燃油箱热仿真模型。在输入飞行实验所对应的的边界条件后,通过数值模拟获得燃油箱内部各计算节点处的燃油温度。结果表明,在三种不同的航行条件下,燃油箱热模型仿真结果均能较好地与飞行实验结果吻合,能够将计算误差控制在一定范围内。采用该燃油箱热模型进行热仿真数值模拟可以获得较为准确的飞机燃油箱热特性,能够在飞机设计阶段,用于对燃油箱结构以及内热源部件布置的优化。     

浅析运输类飞机经济舱头排旅客座椅头部损伤判据的影响因素

介绍了头部损伤判据HIC的概念、适航要求及影响运输类飞机客舱头排旅客座椅HIC的相关参数;叙述了旅客座椅头排距、头部撞击壁板的刚度、安全带织带伸长率、乘坐摩擦系数等参数的影响和重要程度;对如何设计符合HIC要求的经济舱头排旅客座椅和壁板提出了建议。     

基于模型的民机液压告警系统验证方法研究

利用Simulink/Labview建立民用客机液压系统告警逻辑模型,通过注入顶层定义的根源故障获得可视化告警信息指示,符合设计分析结果,且具有故障叠加告警显示等优点,为验证复杂系统集成中面临的根源派生故障告警信息显示抑制和排序功能提供一种有意义的方法。     

NH90航空电子系统演进

NH90是一种法、德、意、荷、葡联合研制的先进中型多用途直升机,未来将成为法、德、意等国的主力作战运输、突击、反潜、搜救机型。介绍了 NH90的航空电子系统,其中包括核心航空电子,任务航空电子及飞控系统。跟踪了 NH90航空电子软件开发团队使用软件产品线（SPL）技术对航空电子架构进一步升级的方向。     

分开排气式喷管喷流噪声预测及试验研究

为揭示涡扇发动机分开排气式喷管喷流噪声的频谱分布和指向特性,对喷管缩比模型远声场喷流噪声进行了预测及试验研究,并开展了全尺寸喷管基准型及锯齿型喷流噪声的预测工作。结果表明:采用Tam & Auriault方法可以预测出喷流噪声的声压级值和空间指向分布,喷流噪声具有明显的指向性。与基准型喷管相比,锯齿型喷管具有良好的降噪效果;内外涵锯齿型喷管在中低频段的降噪效果优于内涵锯齿型喷管,在高频段的降噪效果差于内涵锯齿型喷管;在本文研究参数范围内,指向角小于88°时内外涵锯齿型喷管总声压级(OASPL)值高于内涵锯齿型喷管。     

基于极值理论的平尾结冰飞行风险评估

提出了结合极值理论与Copula模型来量化评估平尾结冰条件下飞行风险概率的方法。通过建立人-机-环复杂系统模型,对平尾在进近与着陆过程中的结冰情形进行仿真,采用蒙特卡罗法提取平尾结冰极值参数,验证了所提取极值参数符合一维广义极值（GEV）分布,根据飞行风险的定义和相关安全性准则,建立了平尾结冰飞行风险发生的判定条件,计算得出一维极值飞行风险概率;在此基础上选取Copula模型来描述二维极值参数的相关性,对多种Copula模型的未知参数进行辨识,通过拟合优度检验对精度进行验证,得出Joe Copula模型对二维极值分布的描述最为准确,运用Joe Copula模型计算出二维极值飞行风险概率,有效解决了一维极值具有的局限性。所提方法对飞行安全评估等理论有一定参考价值,能为平尾结冰飞行事故的预防提供分析和检验依据。     

乙醇-空气稀液雾值班火焰的大涡模拟研究

为加深对气液两相湍流燃烧现象的认知,检测火焰面模型在液雾燃烧中的适用性,本文在欧拉-拉格朗日架构下使用火焰面/反应进度变量模型(FPV)数值模拟了乙醇-空气稀液雾值班火焰。欧拉坐标系下的气相湍流场使用大涡模拟方法模拟,离散液相则使用拉格朗日颗粒轨道模型进行描述,考虑了相间质量、动量、能量交换。燃烧模型中采用碳元素定义混合物分数,在混合物分数方程源项中体现液相对燃烧模型的影响。模拟得到的气相温度分布和液相统计值均和实验数据较好吻合,验证了该燃烧模型对稀液雾扩散类型火焰的适用性。分析瞬时图发现,该稀液雾火焰的最高燃烧温度往往位于当量混合物分数附近,在出口下游20倍直径处火焰完全点着,此处上游FPV模型能给出局部点火熄火现象。蒸发作用在剪切层和点火区域较强,而液滴和火焰作用较弱,单一液滴很少被火焰包围。     

航空发动机燃油计量装置特性仿真与试验研究

燃油计量装置作为航空发动机燃油控制系统的执行机构对航空发动机的性能有直接影响,全面掌握燃油计量装置特性是非常重要的。基于AMESim软件建立了航空发动机燃油计量装置的热液压模型,分析了燃油计量装置特性及受温度影响的规律,并通过试验验证了仿真结果。结果表明:建立的模型具有较高的精度,在控制器指令不变的情况下,随着油温的升高,燃油质量流量会有一定程度减小。     

内燃波转子发动机循环分析

为研究内燃波转子发动机性能变化规律,建立内燃波转子发动机的气动热力循环分析模型,开展了内燃波转子对燃气轮机总体性能的影响研究,并进行影响内燃波转子发动机总体性能的参数分析,且针对现役涡轴发动机,结合波转子技术,给出5种组合方式。结果表明内燃波转子能够显著地提高燃气轮机的总体性能,循环功最大提高39%,耗油率最大降低28%。提高涡轮进口温度可以提高内燃波转子发动机的总体性能;存在使循环功达到最大值的最佳压气机压比,且涡轮进口温度越高,最佳压气机压比越大。在基准燃气轮机与内燃波转子的组合方式中,保证压气机部件以及涡轮进口温度不变,能最大限度地提高燃机轮机的性能。