OPTIMAL DESIGN AND AERODYNAMIC CALCULATION OF WING CONFIGURATION OF CIVIL AIRCRAFT

An effective method of optimal design of wing configuration is provided. The SUMT (sequential unconstained minimization technique) method is a good technique for solving the nonlinear programming. The application of penalty in optimal design of wing configuration has been solved well. The present method for the aerodynamic calculation is the combination of both the nonlinear panel method and the suction analogy method of vortexlift spanwise distribution on large swept wing-tip. The calculation results are in good agreement with experimental data. According to the computation and experiment,the mechanism of the increased lift and reduced drag about the sheared wing-tip wing has been analyzed, and some opinions of interest are proposed.

关于民用飞机设计保证系统审查的思考

型号合格证申请人建立并保持设计保证系统,是我国民用航空适航规章要求的一部分,具有法律效力。由于我国民用航空工业起步较晚,在设计保证系统建设及审查方面积累的经验较少,尚未形成设计保证系统相关的咨询通告,局方和工业方在审查及表明符合性时缺少有效的技术指导。本文通过研究国内外局方对设计机构的要求,梳理了设计保证系统三大职能的核心内容及相互关系,提出了设计保证手册主要架构,总结出设计保证系统11个审查模块、28个审查要素以及对应的审查要点,提出了基于模块化的审查思路和基于过程介入的审查模式,用于帮助局方和工业方更好地开展设计保证系统建设和审查。

面向声爆/气动力的飞行器布局设计知识挖掘

声爆抑制是发展新一代超声速民机必须突破的关键技术。飞行器总体布局参数对其声爆特性有重要影响。数据挖掘(DM)可以从大量的数据中通过算法搜索隐藏的信息,是飞行器设计知识提取的有力工具。选取后掠角、展弦比、梢根比、上反角、机身长细比5个总体布局参数作为设计变量,目标函数定义为远场感知噪声级,同时计算升、阻力系数作为气动力衡量指标。基于总变差分析(ANOVA)、决策树算法、自组织映射(SOM)网络组成的数据挖掘体系提取低声爆设计知识库。获得所选设计变量与声爆/气动力的相关度,并实现对设计变量的分层与降维。后掠角有最高设计优先级,长细比、上反角重要程度次之,展弦比与梢根比为低敏感变量。对于算例中的飞行器,在合理区间内选择较大的后掠角、上反角能够使声爆最小化的同时,设计适于超声速巡航的小展弦比布局。

民用飞机吊挂维修性设计和研究

民用飞机吊挂是连接发动机和机翼并传递载荷的重要部件,为防火、燃油、液压、气源等系统提供布置空间,是民用飞机的重要组成部分,其是否具有良好的维修性直接关系到飞机的经济性、安全性、市场竞争力等。基于维修性通用要求、适航规章、现有机型运行经验、航空公司要求等开展民用飞机吊挂维修性设计;使用串、并行维修技术,完成短舱、吊挂及其内部设备和管线路维修流程设计。最后,确定防火、燃油、液压等系统维修性验证准则,使用虚拟维修人、虚拟维修工具、设备和管线路模型、吊挂数字样机等完成吊挂全部系统的虚拟维修验证。

基于系统工程的民用飞机系统接口设计与控制方法研究

民用飞机系统的接口承接了功能、性能和物理空间的需求。系统接口的设计与控制是民用飞机机载系统、子系统和设备的重要设计工作之一。基于系统工程思想,以机载系统、子系统及设备接口定义和设计的相关需求为输入,以机载系统研制阶段为基础,提出了一种基于接口设计需求、层级化的接口定义与设计方法,以及同层级、上下层级间接口的控制策略。结合某民用大气数据子系统,以电气接口的设计及控制为典型案例,介绍了接口设计与控制的具体实践,为民用飞机机载系统、子系统及设备多种类型接口的设计与控制提供了工程实践性参考。

民机供水管道防冰设计及热载荷计算研究

民机供水管道大部分处于非温控区的设备舱底部,在低温环境下很可能发生结冰现象。基于能量守恒及多层圆管传热理论,提出一种民机供水管道防冰设计方案,通过合理假设所需参数,完成管道防冰设计计算,并采用数值模拟方法对设计方案的有效性进行验证和分析。研究结果表明,该设计方案能够满足防冰设计需求,为系统防冰设计提供了理论依据和数据支撑。

基于统计的民用飞机签派可靠度计算方法研究

签派可靠度是表征民用客机整机可靠性的关键参数,也是影响飞机原始设计的重要技术参数。本文采集了航空公司实际统计的机型延误率数据,根据延误率和签派可靠度的映射关系,从民用飞机设计角度入手,首先提出飞机初期设计阶段的7个设计参数,对延误率与设计参数进行相关分析,得出相关度最大的前3个设计参数,建立了签派可靠度与3个飞机原始设计参数之间的多元回归模型,对民用飞机的签派可靠度进行预测,并用A320现役飞机和C919国产大飞机进行实证,预测模型合理,预测精度较高,可以为我国民用飞机整机签派可靠度的预测奠定理论基础和数据支撑,同时签派可靠度的预测模型可以为民用飞机的结构设计提供数据参考。

大飞机全生命周期成本估算方法和控制策略研究

DFC(Design For Cost)是DFX方法的一个分支,是指在满足用户需求的前提下,尽可能地降低成本,通过分析和研究产品制造过程及其相关的销售、使用、维修、回收、报废等产品全生命周期中各个部分的成本组成情况,在进行评价后,对原设计中影响产品成本的过高费用部分进行修改,以达到降低成本的设计方法。文中从DFC的角度提出大飞机的经济性必须依靠设计中的全生命周期成本(Life Cycle Cost,LCC)估算、全面成本管理和PLM,DFX,CRM等相关软件的综合应用来实现,分析了民用飞机的成本特征(起飞质量、发动机静推力和机翼面积等)和LCC估算方法(类比、神经网络和详细估算等方法),并给出了一个包括波音和空客民用飞机数据的采用BP神经网络进行LCC估算的实例。

高经济性静音中航程民机设计方法讨论

人们已愈来愈重视工业产品对环境的影响。人们直接感受民机对环境的影响首先是机场周边的噪声。静音飞机预案的研究目标是设计一种飞机,在机场周边听不见其响声,且油耗和排污指标优于现有的和正在设计的其他飞机。通过介绍SAX(Silent Aircraft eXperiment)三代概念机的研究进程,讨论了静音飞机设计的方法和使用的关键技术,包括具有一定准确度的快速翼身融合体准三维设计方法;具有最佳中央体外形的融合体气动外形设计;可平滑下弯的外翼前缘和后缘刷;分布、埋入式多风扇可吞吸边界层的发动机组;喷口截面可变的推力矢量喷管;先进的隔音衬管;整流的起落架等。最终的概念机SAX-40实现了在机场周边的最大噪声计算值为61 dBA,接近于稠密居民区的背景噪声,且使机场周边的人们不易感觉到飞机的起飞/进场。其油耗经济性亦达到了124座-哩/加仑的优异指标。

大型民机机身结构适坠性仿真分析

采用非线性有限元法,在MSC.Patran软件平台上建立了波音B737飞机全尺寸机身结构段垂直坠撞的动力学仿真分析有限元模型,并采用MSC.Dytran软件的显式积分求解器对该模型的结构冲击动力学响应进行计算求解。仿真分析结果输出了机身结构的变形过程,座椅导轨和机身框的加速度响应,分析结果与B737全尺寸机身结构段坠撞试验数据进行了对比。结果表明,考虑了乘员、行李和前后加强横梁的有限元模型所计算得到的座椅过载和机身框结构的过载与试验实测数据具有良好的一致性。该动力学建模分析方法可为大型客机机身结构的抗坠撞设计与分析提供参考。

面向客机总体设计的涡扇发动机分析模型

建立一种用于估算涡扇发动机特性的工程分析模型,该模型以涡喷发动机推力估算模型与涡扇发动机效率分析方法为基础,引入高涵道比涡扇发动机的循环分析方法进行修正。利用该模型可以获取涡扇发动机的推力和油耗特性,进而考察总体循环参数对发动机性能的影响。通过与文献验证数据对比,判定了分析模型的精度。该模型只需要输入少量参数就可以快速完成计算过程,适合于飞机总体设计阶段,可以评估涡扇发动机参数对飞机性能的影响。

大型民机双作动筒式前轮转弯操纵系统设计与仿真分析

为了提高飞机起降性能,当前飞机起落架逐步发展为采用电传操纵技术。而为了满足对低速大转角机动和大转弯力矩的要求,现代大部分大型民机都装配了双作动筒式前轮转弯系统。本文以大型民机的双作动筒式电传前轮转弯操纵系统为研究对象,针对双作动筒式前轮转弯机构设计一种随动转阀式换向阀,以满足其在死点位置时液压源换向的要求;随后基于双作动筒式前轮转弯系统对操纵控制的要求,设计了集手轮低速大角度转弯、脚蹬快速小角度转弯以及减摆功能于一体的飞机前轮操纵电液伺服系统,并建立仿真模型,进行动态仿真分析,以检验系统的各项功能。仿真结果表明,系统能够满足工程使用的要求。

民用飞机维修性并行设计体系研究

对民用飞机维修性并行设计框架体系进行全面系统研究。首先阐述并行工程的基本内涵;其次深入研究民用飞机维修性并行设计过程,明确民机研制各阶段维修性设计的具体环节与相应工作;再次提出基于微循环理论的民用飞机维修性工作的并行化方法,阐明维修性设计各环节之间以及维修性设计与产品设计其他方面之间的信息交互关系;然后深入研究民机维修性并行设计团队的工作模式,分析并确定维修性并行设计团队的人员组成,提出维修性并行设计的协同工作模式。最后结合某型飞机前起落架系统给出了维修性并行设计实例。

流线型民用飞机机头外形的参数化设计方法研究

民用飞机机头设计是飞机设计的亮点和难点,流线型机头设计已然成为一种趋势。由于其约束条件复杂、型号进度紧张,设计难度较大。这里研究了一种参数化机头设计方法,区别于传统参数化,本方法不是简单直观地定义产品外形参数,也不是仅依靠单一约束来评判设计好坏,而是采用系统工程理念,全面捕获各类需求并综合权衡,聚焦于在复杂约束中提炼并自定义影响飞机整体性能的参数,形成了一套完整的优化设计方法。使用本方法设计出的机头外形方案通过了CFD计算和风洞试验选型验证,确认了该方法的可行性,极大地缩短了机头优化选型时间。

民用飞机延程运行型号设计浅析

延程运行(ETOPS)是保证民用飞机安全飞行的重要运行要求。为了给国内ETOPS型号设计提供指导,对民用飞机ETOPS型号设计进行探索研究。简要介绍了ETOPS概念及其发展历程,梳理了民用飞机ETOPS型号设计的适航要求以及批准方法,通过对适航材料的研究,提出一种ETOPS型号设计思路。本文所提的设计思路能够指导国内民用飞机的ETOPS型号设计。

喷气客机总体参数优化计算环境的开发

为了满足喷气客机多方面的设计要求和目标,开发了总体参数优化计算环境。基于工程算法,研究了几何、动力、重量、气动、性能、操稳和成本的分析模型,并开发了相应的计算模块;通过集成各专业分析模块,建立了喷气客机总体综合分析模型;在探讨了喷气客机总体参数优化模型的基础上,应用iSIGHT平台集成喷气客机总体综合分析模型,建立了喷气客机总体参数优化计算环境。典型算例验证了喷气客机总体参数优化计算环境的可行性和有效性,从而为设计人员快速确定喷气客机总体参数提供了一个有效的工具。

基于事故/事件的民机人因防错设计关键因素研究

针对民机人因防错设计对飞行安全的影响,从世界民航安全事故/事件数据库中筛选出92起典型的人为因素事故案例,采用基元事件分析法进行深度分析,提炼出民机人因防错设计需要考虑的重要设计因素,并建立重要设计因素集。基于系统工程学的"人机环"模型,结合国内外飞机设计相关标准,建立民机人因防错设计重要因素指标体系。运用模糊层次分析法对因素指标进行权重计算,确立影响飞行安全的14项人因防错设计关键因素,并针对这些关键因素提出民机人因防错设计通用要求,以期为民机人因防错设计满足初始适航要求提供参考。

大型商用飞机单一飞行员驾驶的人因工程研究进展与展望

国内外民航界正在积极探索和研发大型商用飞机的单一飞行员驾驶(SPO)模式。针对SPO的人因工程研究也已初步展开,相关研究主要集中在驾驶舱机载设备升级方案、地面站飞行支持方案、“驾驶舱机载设备升级+地面站飞行支持”的SPO组合方案。初步的人因工程研究倾向于SPO组合方案,但是,目前的人因工程研究尚不完善,无法为SPO提供完整的人因工程解决方案。本文综述了目前针对SPO的人因工程研究进展,分析了SPO人因工程的一些关键问题,指出目前研究中存在的问题和今后研究的重点,并针对今后的SPO人因工程研究提出了总体思路和建议。

面向机组工作量审定的民用飞机人机交互适航验证场景设计

设计有效的民用飞机人机交互适航验证场景是实施机组工作量审定的基础。依据中国民航规章CCAR25部1523条款和附录D适航验证性要求,通过对运输类飞机机组工作量适航验证条款的解读,建立工作量审定人机交互适航内容及验证流程;确立机组工作量审定民用飞机人机交互适航场景设计原则,分别从测试机组、运行过程、运行环境以及运行状态四个维度设计验证场景,并实施典型机组工作量适航验证场景捕获;结合机组工作量评估策略和测量方法比较,提出机组工作量适航验证方法。结果表明:构建的民用飞机人机交互适航验证场景和适航验证方法适用有效,可为民用飞机机组工作量适航验证提供参考。

中美机场水泥混凝土道面设计方法对比分析

对中国民航混凝土道面设计方法与美国联邦航空局(Federal Aviation Administration,FAA)混凝土道面设计方法进行对比分析,评价相互之间的差别.对不同飞机类型和交通量(包括单一机型和混合交通)条件下,不同基层厚度和面层强度的60组混凝土道面结构进行了厚度计算分析.结果表明,单一机型条件下FAA弹性层状体系法计算的厚度比我国民航的设计方法要厚,厚度差随交通荷载的增长而增加,随面层弯拉强度的增加而减少;在混合交通条件下,FAA弹性层状体系法计算的厚度比我国的略薄;我国民航的设计方法无法适应新一代大型飞机的荷载要求.