阶梯式翼梢小翼的初步研究

对于大部分的运输类飞机来说,诱导阻力占到总阻力40%左右。各大航空企业都在致力于研究翼梢小翼,以减少诱导阻力,提高飞机性能。当前,空客A320NEO和波音737MAX均将采用新型的翼梢小翼。本文提出了一种全新布局的阶梯式小翼,基于翼身组合体高速构型,使用数值求解NS方程的方法,对阶梯式翼梢小翼在机翼翼尖处的安装位置、展向起始位置、根弦大小和梢根比进行参数化研究。     

翼梢小翼几何参数对机翼气动特性影响研究

以某运输机为背景,以该机机翼为基本翼,加装融合式翼梢小翼,利用面元法,以诱导阻力最小为设计原则,研究翼梢小翼各几何参数对基本翼气动特性的影响规律.利用基于雷诺平均的N-S方程对基本机翼、带融合式翼梢小翼机翼的空气动力特性及尾涡特性进行对比,揭示翼梢小翼的减阻机理,为大型运输类飞机翼梢小翼设计提供依据.     

一种伸缩栅格结构变体翼梢小翼研究

翼梢小翼能够抑制翼尖涡的形成,减小诱导阻力,增加航程。目前翼梢小翼的设计目标是改善飞机巡航阶段的升阻特性,而无法在起降、爬升阶段提供最优的减阻效果。本文设计了一种伸缩栅格结构变展长翼梢小翼,通过在飞行过程中控制翼梢小翼高度的变化,改善飞机起降、爬升阶段和巡航阶段的气动性能。利用基于涡格法的AVL软件计算伸缩式翼梢小翼对飞机气动性能的影响,结果表明在起降、爬升阶段(0.3Ma,8°迎角),这种伸缩式翼梢小翼能使升力系数提高0.21%,诱导阻力系数降低0.57%,而翼根弯矩系数仅增加0.06%,因此这种伸缩式翼梢小翼具有改善飞机起降和爬升性能的潜力。     

翼梢小翼对某民机着陆构型的气动特性影响

本文针对某民机着陆构型,通过CFD方法研究了翼梢小翼对该着陆构型气动特性的影响,结果表明：加小翼后,能提高该民机着陆构型的升力系数,小迎角时抑制主翼梢部分离,阻力减小,但大迎角时使得主翼梢部分离扩大,阻力增加,且静稳定性变差。     

融合式翼梢小翼对飞机尾涡演化的影响

随着空中交通流量的增长,尾流间隔精细化、动态化缩减成为了民航发展的一种趋势,研究尾流演化过程也成为了民航领域关注的前沿科学问题。基于此,本文采用雷诺平均 N-S方程方法研究了B737-800飞机有无融合式翼梢小翼对飞机尾涡的演化过程影响。利用NASA动态尾流系统中APA尾涡消散模型计算了不同气象环境参数下有无小翼的尾涡环量变化。结果表明：融合式翼梢小翼可以分割翼尖涡,有效改变翼尖气流的流动特性,增大速度梯度,减小尾涡速度、尾涡能量集中程度和尾涡强度;不同大气湍流耗散率和大气层结稳定度下,小翼对尾涡强度的减小量不同。     

翼梢小翼形态对某民机低速气动特性的影响

本文针对某民用飞机着陆构型,通过计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法研究了不同翼梢小翼形态对该着陆构型气动特性的影响。研究结果表明:不同小翼形态翼尖流动状态不同,对分离的控制不同,且能改变飞机的纵向力矩特性。     

现代先进翼梢小翼的气动特性分析

对于大部分的运输类飞机来说,飞机的巡航阻力在很大程度上决定了油耗,其中,诱导阻力占到总阻力40%左右,而翼梢小翼能使全机诱导阻力减小20%～35%,相当于升阻比提高7%。本文通过比较当前国际先进的四种翼梢小翼——上反式、帆板式、鲨鳍式和双羽式,基于相同的翼身组合体构型,建立统一拓扑结构的网格,通过N-S方程进行数值计算,分析其高速巡航状态的气动特性,比较它们之间减阻的区别及优劣,探索翼梢小翼的发展趋势。     

运输类飞机驾驶舱视界的适航符合性验证研究

针对适航条款CCAR 25.773(a)(1)对驾驶舱视界的要求,通过对比分析美国航天推荐准则(ARP)4101/2和咨询通告(AC)25.773-1,从清晰无障碍视界、着陆视界和视界障碍物三个方面对驾驶舱视界的适航符合性验证评估指标进行了总结。着重分析了无障碍视界范围和视界障碍物投影尺寸的测量方法,并通过VB对CATIA二次开发的方式将其编制成驾驶舱视界测量程序。最后对某型飞机三维驾驶舱模型的无障碍视界和视界障碍物(风挡前立柱,左前立柱,左侧立柱)投影尺寸进行测量,从驾驶舱视界适航验证的角度对该三维驾驶舱模型的驾驶舱视界设计提出一定的建议。     

运输类飞机CCAR25.671(d)适航符合性验证方法探讨

本文对运输类飞机CCAR25.671(d)适航条款要求进行了分析探讨,提出适航符合性验证的方法建议,从设计考虑、分析计算、安全性分析和试验验证,针对每一种符合性验证方法给出了具体的实施方法和要点。     

通用飞机翼尖小翼设计对飞机横航向稳定性影响研究

为了改善飞机的飞行性能,通用飞机通常会使用翼尖小翼装置,但往往会忽略它对飞机的飞行品质所产生的影响。通过对翼尖小翼产生的气动力进行计算分析,研究了翼尖小翼对横航向飞行品质的影响。研究结果表明:翼尖小翼会使荷兰滚模态振荡增加,螺旋模态稳定性增加,对飞机横航向稳定性影响较大。翼尖小翼需要针对飞机本身的气动特性进行设计。     

民用飞机噪声合格审定试验NPD方法

本文提出了民用飞机噪声合格审定试验的NPD方法,介绍了噪声合格审定试验中测量飞越、进场和横侧噪声所使用的飞行航迹剖面,初步讨论了飞行试验数据的修正,以及根据噪声、功率和距离数据建立NPD数据库。     

民用飞机适航取证任务研究

对民用飞机型号适航取证任务进行了研究,提出了运用任务树理论对取证任务进行管理的方法,开发建立了取证任务定义信息化系统。     

国内CA建设的探讨

CA作为电子商务安全策略的重要组成部分,承担着验证电子商务网络交易中传递的信息以及各方身份的重任.我国的CA发展已具备一定规模,在实际应用中取得了一定成效,但是还存在着不少问题.文章通过对国内主要CA的介绍与分析,探讨了CA发展中的一些问题,并提出了解决的思路.     

民机适航取证试飞中ILS基准DDM值获取

描述了民机适航取证试飞中仪表着陆系统(Instrument landing system,ILS)调制深度差(DDM)基准值的获取方法。主要工作包括三个方面:第一,在分析ILS基本原理及其航道位移灵敏度和下滑位移灵敏度相关要求的基础上,推导了ILS基准DDM值的理论计算方法;第二,根据光测和DGPS定位的特点,结合实际工程应用经验,提出了使用二者相结合的方式对试验机进行精确定位的方法,并给出了二者各自的使用条件;第三,结合MA600型飞机适航取证试飞对上述方法进行了应用与验证,证明了该方法的正确性。提出的ILS基准DDM值获取方法,对ILS适航试飞具有重要的参考和应用价值。     

确定线性多变量系统结构参数的递推辅助变量算法

本文研究了多变量系统中确定结构参数的递推辅助变量方法。文中采用的模型是输入输出差分方程的一种规范形式。根据Ahmed的结构辨识算法,文中给出了一个改进的算法,此算法是递推形式的,因而大大减少了计算量。     

自升式平台方形桩靴“踩脚印”时结构强度计算方法

桩靴是自升式平台的基础,对整个自升式平台起到支撑和稳定的作用。在自升式钻井平台“踩脚印”的过程中,桩靴底部受到土体不均匀的承载力,可能会造成桩靴局部应力过大,进而导致桩靴损坏。鉴于自升式钻井平台“踩脚印”对桩靴结构的潜在危险,设计了三桩腿的自升式钻井平台“踩脚印”试验模型,获得了不同入泥深度时桩靴底部的压力分布状况。通过分析发现,在入泥深度为5 m时,桩靴两端产生最大的压力差,而在入泥深度为15 m时,桩靴底部压力最大,根据不同入泥深度对应的桩靴底部压力分布值构造了二次多项式函数,在此基础上,采用有限元软件ABAQUS建立了详细的方形桩靴有限元模型,将构造的压力分布函数按照分布规律分别施加到桩靴底部,计算出桩靴在不同深度以及不同偏心距时的桩靴应力结果。结果表明：在“踩脚印”过程中,应力最大位置出现在桩靴顶部圆管以及底部壳板位置,桩靴底部两侧受力不平衡对桩靴强度计算具有较大影响,相比直接将最大压载施加到桩靴底部的保守计算方式,本文方法和计算结果更加接近实际工程工况。     

一款矿用显示器屏支架的结构设计

针对矿用显示器安装屏支架在应用中的特殊性,本文提出了一种新型显示屏支架的设计方法和思路,主要包括:结构安装形式、外形结构形式、支架材质选择、塑件成型工艺以及结构可靠性等多方面。结果表明,根据新方法设计的产品,其结构先进,稳定可靠,外形美观,现已大批量使用在矿用产品上。     

小AI-Ni合金团簇的结构

本文选用了基于紧束缚模型的Gupta多体势,采用遗传算法研究了团簇的原子数目为13和19以及21的Al—Ni混合团基的基态构形。将Al团簇中的一个或多个Al原子替换成Ni原子,Aln团簇的基态构形转化为象Ni团蔟一样规则的,具有高对称性的结构。当替换的Ni原子数目增加时,混合团簇会形成一些复杂结构。     

铝合金玻璃幕墙立柱安装的探讨

通过工程实例，阐述铝合金玻璃幕墙立柱安装的施工方法，使铝合金玻璃幕墙立柱的安装满足施工规范要求。     

喜德县农业生产结构调整的对策与措施

本文针对喜德县农业生产现状及存在的问题,提出了喜德县农业生产结构调整的指导思想、遵循的原则和农业生产结构调整的主要内容等对策与措施。