飞机起飞性能算法

根据两点起飞和三点起飞不同的飞行原理和运动特点,分别建立两种不同起飞方式下的数学仿真模型。重点结合飞机的气动特性和起落架系统特性,依据全机总体设计参数进行仿真计算,给出不同起飞方式下的性能数据。以某型飞机为例,编写起飞性能程序,计算两种不同起飞方式下飞机的起飞性能。最后分析了2种不同的起飞方式对飞机各起飞阶段下的距离和速度等性能数据的影响,结合飞机实际飞行,验证仿真模型的准确性,并给出较优的起飞方式,用于指导部队飞行。     

基于MSC.Nastran的全尺寸无人机动态特性有限元分析

以某型无人机研制为背景,利用MSC.Patran建立了全尺寸无人机有限元模型,调整结构质量特性使其与设计参数一致,利用MSC.Nastran计算全机模态,得到全机的固有频率和振型。结果分析表明：采用高模量的碳纤维复合材料结构对于提高机翼、尾翼刚度和改善飞机性能具有重要作用。为无人机全机结构动态特性试验和设计提供了依据。     

基于CATIA与CFD的某机翼型设计研究

根据相关机翼外形优化设计方法,通过CATIA软件、CFD软件,对某机机翼进行设计,经过多轮机翼外形设计、全机数值计算、升阻特性分析、力矩特性分析,在满足飞机基本设计点的情况下,设计结果获得了最佳的全机升阻比。     

结冰条件下大型飞机翼面分离流场结构及空气动力学特性研究

结冰对飞机的空气动力学影响特性是飞机结冰研究的重要内容。构建了具有典型大型客机几何外形的背景飞机模型,基于RANS方法对机翼结冰条件下全机的复杂空间流场结构及气动特性进行了研究。研究结果表明,机翼结冰主要影响背景飞机失速点附近的气动特性,翼面分离始发大幅提前、分离梯次完全消失是全机失速特性恶化、气动边界缩小的直接原因。研究可为深刻认识飞机结冰对气动力影响的流动机理提供支撑,为大型飞机结冰后的气动特性分析及飞行动力学研究提供依据。     

飞机起落架着陆仿真研究

本研究首先建立飞机机身有限元模型,此模型的模态和全机地面共振试验测得模态相吻合。然后研究起落架缓冲器受力,并编制程序,计算出相关的曲线,LMS仿真平台调用上述曲线对单个起落架进行仿真,在单个起落架仿真结果和落震试验结果吻合的基础上,对某型飞机进行刚性机身全机落震仿真研究。最后调用机身有限元模型进行柔性机身全机落震仿真研究,对刚性机身、柔性机身全机落震仿真结果进行对比,结果表明柔性机身全机着陆起落架载荷峰值比刚性机身载荷峰值降低,起落架功量图更为平缓。     

飞机结构中杆与板连接的工程计算方法

本文分析了飞机设计中杆与板通过螺栓连接时相互传递载荷的机理,给出了这类结构极限承载力的工程计算方法,对比了直接采用有限元全机解的结果和仅利用有限元全机解的输入载荷并结合工程计算方法计算的区别,最后通过某部件极限承载力的试验和试后对螺栓拆解的分析验证了工程计算方法的准确性。     

大展弦比飞机的中外翼失速优化流动控制研究

针对某型大展弦比飞机由于外翼的当地雷诺数降低以及翼面展向流动,中外翼提前内翼发生分离,引起升力系数下降以及横向滚转力矩发散的情况,基于涡流发生器可以对附面层注入能量的理论,我们在大展弦比飞机的中外翼布置涡流发生器,计算分析了涡流发生器布置在缝翼下表面、缝翼上表面以及主翼面引起的流动的影响,并且在低速高雷诺数风洞中进行了...     

民用飞机系留设备设计理念研究

飞机系留设备是地面支援设备中使用频率高,对飞机安全影响较大的主要支援设备之一,一方面在飞机研发过程中系留设备是飞机进行全机静力试验所必须的设备;另一方面在日常运营中飞机系留设备是保证飞机正常使用、维护和维修所不可缺少的设备。本文针对飞机系留设备的设计从人素工程、结构形式、维修性和可靠性等方面进行探讨,供飞机地面支援设备设计人员参考。     

基于飞机总体设计参数的民用飞机环保性能评估

基于飞机总体设计阶段的参数对全任务航程内燃油消耗及废气排放进行计算,并估算飞机环保性能,以期为总体设计阶段飞机构型筛选提供一定的环保性能准则.飞机全任务航程被分为起飞着陆及巡航两个阶段;利用神经网络对飞机起飞着陆阶段的燃油消耗及废气排放进行估计,并基于此计算飞机全任务航程内的燃油消耗及废气排放,并且提出废气排放因子,对飞机的环保性能进行初步评估.     

螺旋桨飞机滑流对全机气动特性影响的试验研究

为准确分析螺旋桨飞机有动力状态下的飞行性能和操纵品质,需要得到螺旋桨动力系统,特别是滑流对全机气动特性的影响量。采用一种"小天平+主天平"的多天平测量技术,可以分别测量得到螺旋桨的直接力和全机的气动力数据,进而得到比较准确的纯滑流对全机气动特性的影响量。通过螺旋桨飞机的带动力测力风洞试验研究表明:滑流会引起全机的升力系数、阻力系数,以及俯仰力矩系数相比无动力状态有所增加,升力系数和阻力系数增量随迎角大致呈二次曲线规律递增,俯仰力矩系数增量变化趋势与飞机所在迎角关系较大。滑流对横航向气动特性影响是降低了全机横向力导数以及横、航向静稳定性,并可能引起零侧滑下的全机的不对称横、航向力矩产生。     

石油焦燃烧过程中孔隙结构变化实验研究

应用氮气等温吸附/脱附法分析了2种石油焦在燃烧过程中孔隙结构的变化.采用BET法和t法测定不同燃尽率的石油焦的比表面积和孔容积,并用FHH模型求得各样品的表面分形维数.实验结果表明:石油焦的孔隙结构在燃烧过程中变得发达,比表面积和孔容积较原样明显增大且变化基本趋势一致;石油焦的燃烧具有分形动力学的行为特征,且表面分形维数的变化趋势和比表面积和孔容积不同.燃烧时分形维数接近3,表明石油焦的燃烧反应在空间网格结构的内、外部同时发生.     

两栖飞机全机着陆仿真分析及结构优化设计

以某两栖飞机为原型,首先基于CATIA建立了起落架的数字化样机,其次通过SimDesigner导入到Adams/Aircraft中建立了全机着陆性能仿真模型,进行全机着陆性能仿真并计算出主起落架的最大轴向力,然后基于Patran建立关键结构的有限元分析和优化模型,提交到Nastran中进行优化设计分析,最后依据优化结果对结构进行了瞬态分析。仿真和优化的结果对设计两栖飞机起落架有一定的工程参考价值。     

飞行器表面沉积静电分布仿真

研究飞行器表面沉积静电分布规律对于评估其在飞行过程中的静电安全性具有重要意义.结合某型实体飞机开展1:1仿真建模与计算.通过仿真计算,得到了飞机在飞行状态下的电容,对比分析了模型结构、沉积电荷量对飞机表面电荷密度和电场分布的影响规律.结果表明:在飞行状态下飞机的电容约为460.5 pF;模型结构对飞机机头处的静电场有影响,驾驶舱、机舱舷窗等结构使得机头处的静电场变化约20％,而对其他位置处的静电场影响较小;不同沉积电荷量下飞机各放电刷处的静电场强度呈线性变化规律,飞机各放电刷处静电场强度不同,其中放电刷静电场强度最高处比最低处高约97％.     

煤气化半焦的孔隙结构

用氮气等温吸附(77K)方法测量了原煤及其加压、常压部分气化后半焦的BET比表面积,并通过BJH法计算了孔比表面积、孔容积、孔径和孔分布．结果表明,原煤在转化为半焦的过程中,孔隙结构变得发达,比表面积、孔比表面积和孔容积明显增大．实验发现半焦的孔比表面积和孔容积分布曲线存在2个明显的峰值,第1个尖峰对应的孔径稍小于2nm,说明微孔的比表面积大大增加;第2个尖峰对应的孔径在3.8nm左右,说明中孔的比表面积增加很快以至于出现了中孔的扩展．加压气化后的半焦孔隙结构更加发达,加压气化比常压气化更能促进半焦孔隙的生成和发展．     

大型飞机主起落架连接区静力试验误差控制技术

主起落架作为飞机的重要部件,其基于全机的连接区静强度试验是飞机地面静强度试验必须的试验项目.试验中主起落架载荷大、变形大,该部位载荷施加的准确性会直接影响试验考核是否满足要求.为了提高该部位载荷施加准确性,提出基于全机约束点反馈的试验误差控制技术,通过分析全机约束点载荷误差的影响因素,筛选确定影响试验考核部位的载荷施加准确性的主要因素,并对主要因素进行优化处理.以某型飞机主起落架连接区为研究对象开展静力试验.结果表明,大型飞机主起落架连接区的试验误差控制技术可保证试验约束点反馈趋势与预期一致,试验误差控制达到了更高的水平且可靠性更高.飞机姿态主动控制及起落架随动加载等技术有效实现试验误差控制,提升了试验加载精度,可为同类试验提供参考.     

基于功能论方法的螺杆式容积计量装置方案设计

在螺杆式容积计量装置方案设计中,运用功能论方法建立方案设计与总体设计之间的过渡,将方案设计中的灰箱图深化,并对功能元作深入分析,得到螺旋式容积计量装置功能系统图．根据灰箱图中的技术元并结合功能系统图建立构造系统图,使灰箱图确定的设计方案进一步充实．通过功能评价,计算出各构造方案的功能价值,从而使螺杆式容积计量装置方案设计可以非常明确而具体地转入总体设计．     

飞机综合模块化航电系统总体设计研究

从飞机总体设计的角度,研究了航电系统的可靠性和易损性计算问题;建立了综合模块化航电系统模型及联合式航电系统模型;找到一个适于总体设计阶段的可靠性算法,对两模型进行了可靠性和易损性计算;通过对计算结果的对比分析,比较了综合模块化航电系统和联合式航电系统的特点,计算结果显示综合模块化航电系统与联合式航电系统相比,可提高航空电子系统的可靠性,减小系统的重量和体积,提高飞机生存力.     

民用飞机全机闪电间接效应试验方法浅析

民用飞机的闪电防护设计与验证已成为飞机适航取证的一个重要组成部分，该文介绍了一种基于低电平注入的全机闪电间接效应试验方法，通过测量机上关键/重要电子/电气系统互连线缆上的感应瞬态电平，与机载设备瞬态设计电平相比较，以验证飞机闪电间接效应防护的充分性和有效性，从而支持飞机适航取证。     

基于可靠性试验的飞机振动环境测试与数据处理

飞机振动响应采用计算手段确定存在较大的误差,为保证飞机机载产品可靠性试验的有效性,相关国、军标准推荐优先使用实测振动应力．为准确合理地确定可靠性振动应力,对某型号飞机进行了全机振动环境数据的实测、处理与归纳,提出了基于可靠性试验的环境数据处理方法．利用动压作回归参数,对实测数据进行归纳,得到了较高拟合优度的结果,有较强的工程适用性．     

由饱和容积性质获取三参数范德华型状态方程的参数

本文认为使用由纯流体实际的饱和容积数据拟合的三个（温度）可调参数的立方型方程，可 以提高推算流体临界点附近区域的容积精度．文章提出了由纯流体饱和容积性质获取范德华型方 程参数的普遍化计算方法．所提出的计算方法物理意义明了，计算简便．文章还用纯ＣＯ２饱和容 积性质数据处理Ｐ－Ｔ和Ｍａｒｔｉｎ的方程．进一步说明此法获取状态方程参数的过程．