复合材料结构飞机发动机短舱防火设计与试验验证

飞机发动机短舱的防火设计一直是飞机结构设计的关键技术之一。随着复合材料在飞机上的应用越来越广,复合材料在发动机短舱上的应用也越来越受到重视。通过按照适航规章的要求,用复合材料进行发动机短舱的防火设计,并进行试验进行验证,复合材料是可以用在发动机短舱的设计上的,而且可以满足发动机短舱对于防火的要求。     

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。     

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。     

飞机机翼防除冰系统研究进展

机翼表面的积冰对飞机飞行姿态影响很大.为满足飞机在低温、高湿等气候条件下的飞行要求,防除冰系统的设计研究是飞机设计中的重要内容.介绍了飞机积冰的特点及其对飞机飞行性能的影响,并对国外各种先进的机翼防除冰系统工作原理及特征加以介绍和对比分析,对国内飞机防除冰系统的设计具有很大的参考价值.     

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。     

面向轻量化的车身高强度钢覆盖件刚度仿真

基于壳体有限元理论,在满足车身设计规范前提下,进行车身外覆盖件轻量化定量仿真研究.以发动机罩板为对象,根据车身结构安全性能要求,建立抗弯和抗扭刚度仿真模型.以ST14传统钢板材料仿真结果为比较基准,进行以BH340高强度烘烤硬化钢板为替代材料的发动机罩板轻量化开发.结果表明:在满足车身刚度设计规范前提下,该方案能实现发动机罩板减重14.28%,满足轻量化设计要求.     

某民机燃油系统负加速度供油性能试验分析

根据中国民用航空规章第25部《运输类飞机适航标准》(CCAR-25-R3)的规定,飞机燃油系统应该在各种飞行姿态下满足发动机供油的要求。飞机负加速度飞行是飞机在紧急情况下所采用的应急措施,因此考核飞机在负加速度状态下燃油系统的工作情况是十分重要的。阐述了民机燃油系统负加速度飞行试验的方法、程序;并通过飞行参数、发动机参数,燃油系统参数对某民机燃油系统负加速度供油试验结果进行了细致分析,为民用飞机燃油系统负加速度供油性能试验积累了经验。     

基于有限元法的轿车发动机罩板轻量化设计

以某型多功能乘用车为对象，结合材料替换与结构改进对该车的发动机罩内、外板进行轻量化设计，同时解决了实车碰撞试验中发动机罩铰链发生断裂的问题．轻量化设计的发动机罩板满足了静态刚度设计要求及整车耐撞安全性能，验证了轻量化方案的可行性．发动机罩内、外板的减重效果分别为46．38%和50．18％．     

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。     

特种飞机模块化设计方法与应用浅析

该文针对特种飞机客户的不同要求,从特种飞机定义、载机系统、任务系统、地面设备等不同系统的模块化设计思路进行介绍,提出一种同一平台、不同系统的特种飞机快速模块化设计的方法和思路。     

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.     

一种求解终端区紧急降落飞机的插入算法

空中管制员需为到达的飞机安排跑道并计算着陆时间,研究在一条单跑道上安排要求紧急降落的飞机到已排好降落次序的飞机队列中的飞机着陆调度问题.紧急降落的飞机只有出现在终端区时才知道它的机型和预期落地时间.约束条件为紧急降落的飞机应在预期落地时间之前降落及其与前后相邻两架飞机应满足最小时间间隔.已排好的飞机可以被延迟降落,但降落次序不能改变.目标函数是使由于插入紧急降落飞机所造成飞机的总延误时间增加值最小.针对该问题设计了一种优化插入算法对问题进行求解,该算法分为两部分：离线部分——为了实行实时插入紧急降落的飞机做准备;在线部分——当出现紧急降落的飞机后施行实时计算出其插入位置.实例验证了该算法的有效性.     

飞机供电系统的改进型PHM方案

针对目前飞机供电系统中集中式PHM设计方案无法满足日趋复杂的供电系统要求这一问题,在对飞机供电系统进行扩展式FMEA分析及故障分类的基础上,为供电系统设计了分布椉惺絇HM系统,并采用了基于扩展FMEA分析和模糊综合评判的诊断预测模型,最后将供电系统PHM很好地融入到飞机原有的总体PHM系统中,具有一定的实用价值,为后续供电系统PHM系统开发研究提供参考.     

军用飞机近场噪声特性的测试与仿真

为满足军用飞机近场噪声的控制和防护需求,对飞机噪声的传播和分布特性进行研究. 建立了某型军用飞机的ANSYS边界元模型,用声学有限元-边界元仿真软件SYSNOISE进行了噪声仿真,获得了飞机噪声在地面附近的辐射结果. 设计了一种可用于机场无人监测的专用无线噪声测试系统. 试验结果表明,该系统可以有效获得飞机的噪声数据,测试结果与仿真结果比较吻合.     

聚双环戊二烯发动机罩结构优化设计

以某乘用车发动机罩为例，建立聚双环戊二烯（PDCPD）发动机罩的结构优化设计方法流程，实现结构设计轻量化。试验测得PDCPD的材料属性数据，应用等刚度等强度计算-拓扑优化-形貌优化-多目标参数优化的设计流程，实现多种工况下的结构优化设计。性能分析结果表明，相较于原始钢制发动机罩，应用此方法流程设计的PDCPD发动机罩能够获得较显著的力学性能提升，同时轻量化效果明显。     

沙粒对飞机发动机叶片的冲击碰撞

研究沙粒与飞机发动机叶片的冲击碰撞,并将飞机发动机叶片模拟为横观各向同性材料,建立了横观各向同性叶片受沙粒垂直冲击碰撞时产生的永久性凹坑深度和反弹系数的解析表达式.数值分析结果表明材料沿冲击方向的泊松比及剪切模量越大,则凹坑深度越深.凹坑深度随着沿冲击方向的杨氏模量的增大会减小,达到一临界值后又逐渐增大,这为设计飞机发动机的抗冲击横观各向同性叶片提供了理论基础.     

电动飞机技术进展

 电动飞机是一种环保、节能、高效的新型航空器。为支持电动飞机发展,需要系统总结和分析电动飞机的设计方法和设计技术。首先,简要介绍了电动飞机的发展概况和技术进展,通过统计数据展示各类电动飞机性能提高的情况并说明其性能不足的方面。重点归纳和分析各类电动飞机的总体设计方法,包括太阳能、蓄电池(锂电池)、燃料电池及常规动力飞机平台改装的电动飞机,以及设计工具和设计支持系统。最后分析电动飞机的设计技术,包括气动力和总体布局、电动力系统、结构和材料等方面。     

飞机发动机转速的在线检测电路设计

阐述了飞机发动机转速在线检测电路的设计原理，解决了原有发动机转速表读数困难和精度不高的问题。     

BA123456789飞机机载维护系统的设计考虑

飞机机载维护系统的主要目标支持客户要求的飞机检修,以达到最小的维修成本和操作成本,达到最大的操作可靠性,该文从机载维护系统的设计理念、系统安全与维护、OMS故障处理、系统接口、维护处理、人机接口进行了探讨和介绍,希望能让读者更好的了解飞机机载维护系统,或者扩展设计思路进而更好的设计机载维护系统。     

用PLC与变频实现飞机恒压加油

飞机管线恒压加油调速系统实现油泵电动机无级调速,依据加油量的变化(实际上为供油管网的压力变化)自动调节系统的运行参数,在加油量发生变化时保持油压恒定以满足飞机加油压力要求。