民用飞机短舱系统静强度设计

<正>1.短舱系统强度设计概述飞机发动机短舱是为发动机及其附件提供保护的,同时在飞行中保证发动机周身气动外形的平滑。短舱主要由进气道、风扇罩、反推力罩以及排气系统组成。民用飞机短舱强度设计需满足静强度设计要求、疲劳和损伤容限要求,需满足中国民用航空规章第25部-运输类飞机适航标准(以下简称CCAR25)相关条款的要求。2.短舱系统结构简介     

民用飞机反推力装置对发动机短舱排液性能影响试验研究

为考察民用飞机反推力装置对发动机短舱排液性能的影响,在某型民用飞机涡扇发动机开展试验研究,具体研究了反推力装置收起方式、开始收起反推力装置时的飞机滑行速度以及短舱排液结构对发动机短舱排液性能的影响。研究结果表明：加快反推力装置收起过程和提高开始收反推力装置时的飞机滑行速度均可以改善发动机短舱的排液性能;排液结构是发动机短舱排液性能决定因素;反推力装置收起方式和开始收反推力装置时的飞机滑行速度是短舱排液适航验证试验需选取的两个关键参数。该文结论对民用飞机发动机短舱排液系统设计优化和适航验证试验具有一定参考价值和指导意义。     

短舱导流片流动控制机理的数值模拟研究

短舱导流片是一种广泛应用于高涵道比近距耦合翼吊短舱运输机的流动控制装置,其产生的涡流可以减轻低速大攻角状态下短舱对上翼面流动的不利影响,显著提高最大升力系数,改善飞机低速失速特性。本文使用数值计算的方法对短舱内侧导流片进行了数值模拟计算,研究了短舱导流片流动控制的作用机理,为短舱导流片的优化设计提供了依据。     

复合材料在民用航空飞机中的应用

随着现代材料科学技术的发展,复合材料作为高性能的结构材料和功能材料,在民用航空领域的应用越来越广泛。本文对几种复合材料的性能进行了比较,介绍了复合材料在民航飞机上的功用,着重阐述了T300碳纤维/树脂基复合材料在民航飞机上的应用。     

民用飞机液压发动机驱动泵密封圈与发动机短舱热兼容性分析

低油耗和大推力是新一代发动机的追求目标，而由此也带来了发动机短舱内部温度过高的难题。本文通过对安装于短舱内部的发动机驱动泵与发动机短舱的热兼容性分析，发现发动机驱动泵密封圈无法满足发动机短舱内的热环境，并提出发动机驱动泵密封圈适应于高温环境的解决方案，为民机液压系统的工程应用提供指导。     

浅析复合材料在现代民航飞机上的应用

复合材料于20世纪60年代发展起初，还只限于军用机的使用，随着复合材料的技术日益发展和广泛推广，复合材料结构也逐渐在民用航空器上应用的越来越多，复合材料的维修成了民用航空器结构修理实践的需要。本片论文主要是对目前先进复合材料在国内外的民航飞机上的应用情况进行了大致的介绍，并且简要的介绍了复合材料在现代飞机上的应用，对我们了解和学习复合材料的应用也是非常重要的。     

复合材料环状声衬降噪特性试验研究

根据民用飞机结构轻质化、高性能化的发展需求,利用发动机声模态模拟试验平台开展复合材料环状声衬的降噪特性试验研究,探索复合材料声衬在发动机短舱的可行性。针对发动机短舱声衬的某特定工况,以高分子树脂基复合材料,利用无缝拼接和环装整体成型等先进工艺研制出无拼缝的、两种不同长度的环状声衬试验件;通过基于旋转轴向传声器阵列方法的管内声模态测试和指向性测试开展声衬降噪效果试验。试验结果表明,声衬的降噪效果具有强烈的模态选择性,切向来流速度对声衬的降噪效果具有显著影响。     

风斗进气冷却效果随飞行高度变化规律研究

针对飞机飞行高度增加时风斗进气冷却效果的变化规律这一问题,本文采用数值模拟和试验相结合的方法进行研究。结果发现,在发动机状态相同时,短舱内各测点温度随飞行高度的增加而增加,表明了飞行高度增加,风斗进气的冷却效果会变差。     

关于民用飞机闪电/高强度辐射场防护保证大纲的研究

随着民用航空事业的发展,复合材料在飞机上越来越多的应用,在一定程度上降低了机体对外部电磁环境的屏蔽能力,而飞机广泛使用电子电气设备来执行飞行关键和重要功能也对闪电/HIRF防护提出了更高的要求。本文对民用飞机的闪电/高强度辐射场防护保证大纲进行初步探讨,着重介绍飞机闪电/高强度辐射场防护设计的一般方法、保证计划和防护监控。保证大纲与维修大纲共同保证闪电/HIRF防护的有效性,确保飞机在恶劣的电磁环境中能够持续安全的飞行。     

复合材料与军用飞机

何谓复合材料?简单地说它是由增强材料和基体材料经过适当的工艺处理而成的一种多相材料。例如,农民建房用稻草拌黄泥压制而成的土坯,工人修桥用的水泥、沙子和钢筋等,这些都是普通的复合材料,可见复合材料本身并不是什么新材料。随着科学技术的发展,各种高性能的复合材料被一个个开发出来,在人们的日常生活中发挥着日益重要的作用。在军事领域,如何利用复合材料的优良特性来提高武器装备的性能,已变得越来越重要,尤其是在航空方面。早期的飞机是用钢和布及木材制造的,既重又笨,战术技术性能也不高。合金铝的发明和应用,使飞机结构发生了革命性的变化,于是出现了全金属结构的飞机,飞行速度也相应提高。但飞机的重量始终是严重障碍飞机性能的发挥和提     

设备闪电间接效应试验指标研究

随着复合材料、全权限发动机控制技术、集成模块化航电等先进技术的大量应用,民用飞机对闪电间接效应防护的要求也越来越高.闪电间接效应防护的关键是闪电防护需求的确定和闪电防护指标的制定.该文从适航指标到需求确定,乃至闪电间接效应防护指标预估进行了研究,用于飞机设计初期在缺乏试验数据和分析条件下的闪电间接效应防护设计开展.虽然此方法获得的结果不能完全与实际状态一致,但简单有效,仍不失一个好方法.     

倾转旋翼飞机直升机模态短舱倾转飞行控制

为了研究倾转旋翼飞机短舱倾转过程中的飞行控制问题,提出了一种基于线性规划的动态逆方法,以实现直升机模态下短舱小角度倾转时的姿态和速度控制。建立了倾转旋翼飞机简化的纵向非线性模型,以短舱角、旋翼纵向周期变距和总距作为控制输入,使用基于线性规划控制分配的动态逆方法设计了控制器。仿真结果表明:飞机在执行姿态或速度指令时,在无输入饱和和输入速率饱和的情况下能以最快速度完成倾转。该方法能完成要求的控制任务,闭环系统稳定,稳态性能好,有一定的鲁棒性。     

倾转旋翼机模拟平台建模与仿真

建立倾转旋翼机数学模型是设计其合理的飞行控制律的基础。通过分析模拟平台的运动特点,运用L agrange动力学方法对倾转旋翼机模拟平台进行建模。实验结果表明,模型有效地反映了倾转旋翼机的短舱在倾转过程中,短舱倾转角与飞机姿态之间的动态关系。由于平台的纵向、横向运动、短舱倾转之间存在很强的交叉耦合特性;另外,该平台是一个高阶非线性系统,在一定程度上像倾转旋翼机,为更进一步研究倾转旋翼机提供了很好的实验平台。     

飞机客舱性能化防火设计方法研究

为研究飞机客舱防火性能,基于性能化防火设计理念,结合安全线和疏散时间模型,利用计算机模拟仿真技术,提出了飞机客舱性能化防火设计方法。以A380飞机客舱为例,利用火灾模拟软件FDS和疏散仿真软件Pathfinder结合建立仿真模型,运用提出的飞机客舱性能化防火设计方法分析了3级客舱布置下的火灾疏散情况,验证了该方法的可行性及合理性。研究结果表明:2号、3号及4号出口在火灾疏散过程中存在危险;基于此结果对客舱火灾疏散方案进行了优化,保证火灾疏散过程的安全。方法不仅可对现有各型飞机的防火性能进行评估,为优化客舱布局及人员疏散方案提供支持,还可为国产大型飞机客舱防火设计提供参考。     

某型航空发动机的最大和加力状态调节计划分析

战争从平面走向立体,争夺制空权成了战争最重要的一环。争夺制空权离不开高性能的战斗机,而战斗机最重要的组成部分——发动机,决定着飞机的安全和性能。飞机性能的不断提高,对动力装置的要求越来越高,为了满足燃油控制系统的功能要求,有必要对发动机的调节计划进行分析。本文分析了某型发动机最大和加力状态的控制计划。通过分析调节计划,对于提高发动机性能、增强发动机可维护性,都具有非常重要的意义。     

面向方案设计的倾转旋翼飞机短距起飞性能

倾转旋翼飞机同时具备低速垂直起降和高速巡航飞行的能力,受到航空从业者高度重视,而短距起飞相比于垂直起飞可以提升有效载荷以及起降安全性,是倾转旋翼飞机特有的起飞方式之一。本文面向方案设计阶段,研究倾转旋翼飞机在短距起飞模式下,推导该类飞机地面滑跑距离与短舱动力倾转角、推重比等设计参数之间简洁有效的理论公式,并予以计算分析。结果表明：该方法合理可信,所得结论可为同类飞机设计提供参考,具有良好的工程应用价值。     

某型航空发动机FADEC系统设计与仿真

随着飞机对发动机的性能要求越来越高,功能要求越来越多、越来越复杂,使得发动机的控制规律越来越精细,控制作用参数不断增加,导致航空发动机的相关控制系统越来越复杂.传统的机械液压式控制器无法满足当前的多参数、高精度控制的技术要求.为了获得一种具有高速运算、高精度、高可靠性并且能够实现现代控制理论中各种复杂而先进的控制算法的控制器,根据某型核心机的研究任务以及技术要求和设计思想,提出了该型核心机(航空发动机的)FADEC系统的总体设计方案,并在MATLAB下的Simulink建立了相关装置的数学模型并进行了数字仿真.仿真结果表明,所设计的FADEC系统能够提高该型发动机核心机的主要控制变量的控制精度,实现容错控制、状态监视和发动机超温、超转、喘振等各种功能保护,能够满足该核心机的控制要求,具有一定的实际应用价值.     

运输机升阻特性仿真与风洞试验相关性方法

以M3飞机配装某型发动机三维模型为研究对象,采用CFD方法对整机流场进行数值计算。对于带动力短舱模型,利用分区拼接网格技术对发动机内流场和飞机外流场进行网格划分和拼接;在此基础上采用雷诺平均N-S方程,基于S-A湍流模型,开展了不同发动机状态、马赫数及攻角的仿真计算。以FNPR=1.61时,试验获得的升阻系数作为基准,在不同攻角下,获得CFD计算结果的修正因子,结果表明：修正后的数值计算结果与风洞试验获取的升力特性曲线,贴合程度好,在攻角小于14°内误差小于3%;修正后的阻力特性曲线整体趋势与风洞试验一致,误差小于10%,阻力系数都是随攻角的增大而增大,且在攻角大于10°后快速增大。     

减小飞机发动机转子爆破危害的设计方法初探

当前的民用飞机大多采用涡轮发动机,尽管发动机供应商和制造商采用很多办法降低转子爆破发生的概率,但是飞机实际运营期间转子爆破事件仍然经常发生。如何减小发动机转子爆破对飞机的危害,是各航空器制造商必须面对和解决的问题。通过在飞机布局设计时考虑转子爆破影响,进而在整个设计过程中贯彻相关设计要求并不断验证其有效性,可以达到将转子爆破的危害减至最低的适航要求。     

大涵道比涡扇发动机风扇部件边线噪声预测

随着现代民用航空发动机涵道比的不断增大,风扇噪声在发动机整机噪声中所占比重也越来越突出,因此对适航条件下的风扇噪声进行预测对发动机的降噪设计和飞机噪声适航验证工作具有重要意义。通过对涡扇发动机风扇部件噪声产生机理和影响其传播的环境因素的研究,并结合飞机起飞程序,建立了涡扇发动机风扇部件边线噪声预测模型。通过编程计算后与实测噪声进行数据对比,基于涡扇发动机风扇部件静态噪声预测值进行动态修正后的涡扇发动机风扇部件边线噪声预测模型可以较好地预测实际情况。