民用飞机静压孔气动布局设计

民用飞机根据静压、总压等基本测量参数,通过大气数据计算机解算得到飞机飞行的高度、速度等,因此静压测量的精确度对飞机安全性至关重要,而静压孔的气动布局直接关系到静压测量精度。对于亚声速民机,机身表面静压孔测量静压主要受飞机马赫数、迎角和构型的影响。根据CFD计算结果,采用均方差方法,确定飞机机身表面静压随马赫数和迎角变化不敏感的区域,结合飞机实际机体结构或其他设备布置的限制,确定了静压孔布局位置。采用风洞试验方法,验证静压孔测量特性,试验测量襟缝翼、扰流板、起落架以及地面效应对静压孔测量的影响量,为飞机静压修正提供重要输入。

民用飞机型号设计构型定义研究

本文对民用飞机型号设计构型的定义进行了研究,分析了构型管理和适航规章中对型号设计构型定义的理论指导依据,并结合某型号的实际经验,阐述了型号设计构型定义过程中容易出现的问题和应该关注的事项。

民用飞机驾驶舱静暗座舱设计研究

主要介绍了民用飞机驾驶舱静暗设计研究,为民用飞机静暗座舱设计提供思路和帮助。目前主流民用飞机设计都越来越关注静暗座舱设计,在驾驶舱设计时都充分考虑了静暗座舱设计。先通过民用飞机驾驶舱静暗座舱理念的研究,对飞机系统的告警、指示开关状态和指示颜色进行了深入分析和研究,最后通过目前主流飞机静暗座舱介绍,深入分析了静暗座舱的本质和应用意义。

民用飞机构型基线建立研究

构型基线是构型管理和构型标识的一项重要活动,是民用飞机全生命周期中设计、制造、试验、采购、维护等各项工作的共同基础。对于特定项目来说,构型基线的建立是一个双刃剑,若基线设置的过多,会产生很多不必要的管理工作,进而延长项目周期,增加管理成本;而若基线设置的过少,则会产生管理的空窗,带来管理混乱状态失控的风险,此时往往需要花费更多的时间和费用。本文从基线建立的主要目的出发,研究了国内外标准中对基线建立的要求,分析了某些典型的实践经验,从理论结合实践提出了民用飞机构型基线规划和建立时应考虑的因素和条件。

民用飞机水上迫降漂浮特性计算分析方法研究

根据中国民用航空总局颁布的《中国民用航空规章第25部:运输类飞机适航标准》中的要求,需要对飞机水上迫降漂浮特性进行分析,以确保乘员能安全撤离飞机并乘上救生船。本文给出了民用飞机水上迫降漂浮特性计算分析的思路和方法,这套方法对于民用飞机水上迫降漂浮特性的适航取证研究具有重要的意义。

人机工效在飞机驾驶舱设备布置中应用研究

驾驶舱内设备的合理布置对飞行安全至关重要。本文主要阐述了飞机驾驶舱主要设备的布置与人机工效的关系,为飞机驾驶舱设备布置提供理论依据。

民用飞机验证试验过程中的构型管理研究

本文对民用飞机验证试验过程中产生的构型数据进行分析,阐述了构型管理在民用飞机验证试验过程中的必要性,描述了试验过程构型管理的内容以及如何通过构型管理对构型数据进行有效的控制。

大型运输类飞机后缘襟翼气动载荷特性分析

后缘襟翼气动载荷计算是大型运输类飞机增升装置设计工作中的关键步骤之一。在新型民用运输机的研制与适航取证工作中,发现现有的襟翼载荷计算方法在某些特殊工况下并非足够保守。某型支线客机襟翼测压试飞中测得其巡航构型下襟翼气动载荷相对计算值有较为明显的增加。在分析对比了试飞与风洞试验的压力分布数据,并借助CFD工具进行定性分析后,最终证明气动载荷的增加主要由襟翼舱的密封失效所造成。以往载荷计算时,襟翼舱内部的襟翼表面压力通常赋值为0,这在襟翼舱保持密封时是可靠的;但在实际飞行中,襟翼舱处襟翼与机翼主翼面后缘之间的密封装置通常会由于制造或受载变形等原因失效,此外该位置附近的扰流板也会在飞行时浮动或偏转,这些都会导致襟翼舱内部气压降低到当地外界的静压值,使得巡航构型襟翼压力分布在头部有一个较为明显的平台式增加。另一型单通道干线客机通过低速风洞测压试验发现在小襟翼偏度构型时襟翼的法向气动力系数有明显增加,采用该试验结果作为输入,计算得到的考虑扰流板偏转影响的小襟翼偏度构型襟翼气动载荷,甚至超过了扰流板未偏转时所有增升构型下的襟翼最严重载荷。通过对压力分布数据及CFD计算得到的二维流场的分析,证明扰流板偏转造成襟翼载荷增加的主要原因是前者对后者的上洗效应。扰流板的偏转将增加其下游襟翼处的当地迎角,使得后者在小偏度时就接近其在大偏度时的法向力系数,之后由于小襟翼偏度构型时更大的襟翼设计速度与对应速压最终造成了载荷增加。针对上述两个问题提出了符合客观流动规律的方法进行补充和修正:在计算巡航构型襟翼载荷时,可在原有测压试验得到襟翼压力分布的基础上补充平顶型前缘分布作为载荷计算输入;而在计算小襟翼偏度增升构型襟翼载荷时,则可以采用工程方法预估扰流板偏转带来的载荷增量。上述方法已在实际工作中得到验证和应用。

飞机复杂系统基于功能的正向设计过程

随着电子技术和软件技术的发展,飞机各个系统的集成化程度越来越高,系统之间的交联关系变得更加复杂,系统的复杂性急剧增加。该文介绍了复杂系统的定义,介绍了飞机这个复杂系统从飞机级到系统级以功能为基础的整个的设计过程。并以典型复杂系统燃油为例,介绍了复杂系统基于功能的正向设计过程。

无缝喷气襟翼特性研究与设计优化

根据二元翼型的流动控制原理,在无缝襟翼的基础上增加了喷气装置形成无缝喷气襟翼,可使翼型的最大升力系数CL,max进一步提高.为了研究该技术使用的可行性,通过CFD仿真计算并结合控制变量法分析了不同喷射角θ、喷口高度h、喷射速度V对最大升力系数CL,max的影响及规律.通过建立数学模型,并采用遗传算法对该无缝喷气襟翼的方案进行了优化设计.研究表明,使用喷气襟翼技术并选择合适的设计参数可以使二元翼型的最大升力系数得到了明显提高.该种新概念可以作为民用飞机增升装置研发的重要发展方向.

民用飞机抖振包线图绘制研究

介绍了飞机抖振形成的机理及民用飞机振动和抖振相关适航审定要求。在该适航审定要求的指导下,给出了民用飞机抖振边界试飞方法:加速法、减速法和收敛转弯法。抖振包线包括等高度曲线、等最大使用校正空速(VMO)曲线、重心修正曲线、等重量曲线四部分,分别了给出各个部分曲线的绘制方法,并根据抖振边界试飞数据得出抖振包线图。该图可供民用飞机设计、试飞以及编制飞行手册参考使用。

民用飞机表面波纹度测量方法研究

为减小飞机表面波纹现象对飞机性能的影响,需要对飞机表面的波纹度进行测量,以便采取控制及改进措施。本文对民用飞机表面波纹度测量的特点进行了分析,对国内外现有方法进行分类介绍及分析研究,为今后国产民用飞机波纹度测量方法的改进及发展提供了参考。

民用飞机机头冰脱落特性数值模拟

建立了带动力条件下飞机表面冰块脱落的数值计算方法,包括全机带动力的空气流场计算方法、冰块运动中气动力和力矩的确定方法以及冰块运动的六自由度方程数值求解方法。采用以上方法对某民用支线飞机巡航和进场状态下的机头冰脱落特性进行了模拟,对比了迎角对冰脱落的影响,分析了冰脱落的速度和轨迹关系,得到了冰块被吸入发动机的概率,为发动机吞冰设计、飞机冰脱落的适航符合性验证以及自然结冰试飞提供了较好的支持。

民用飞机单机构型定义方法

本文阐述了民用飞机单机构型定义的作用,以及其与型号构型之间的关系,接着介绍了单机构型的定义流程和方法,以及单机构型的数据组成等,最后还介绍了民机研制过程中可能出现的单机构型偏离的原因和定义方法。

快速CFD计算工具在民机概念优化设计中的应用

高亚声速民机概念设计和优化阶段需进行大量的反复迭代,其中气动力计算的准确性与时效性是一对很难处理的矛盾体。Navier-Stokes(N-S)方程可进行较为精确的计算,但需要付出的时间和资源代价很大;工程估算方法可以快速得到估算结果,但精度较差,尤其表现在跨声速阶段的波阻估算。本文采用基于全速势方程的快速CFD计算工具与工程估算相结合的气动计算方法,避免了N-S方程耗时长和工程估算精度差的问题,实现了在民机概念设计和优化程序中的集成和应用。

人为差错对飞行安全影响的研究

随着飞机结构和系统可靠性的发展,飞行事故已经大大降低,但是飞行事故依然存在。通过研究发现,这些飞行事故的主要原因是人为因素引起的。目前因人为因素而导致的飞行事故已经占到当今飞行事故的75%,因此对人为因素进行研究是有必要的。本文通过介绍和分析两起典型的人为因素飞行事故引出了人为差错,随后对人为差错进行了定义。根据人为差错的分类分析了引起人为差错的原因,通过对人为差错原因的分析最后给出解决人为差错的途径。

发动机转子爆破碎片碰撞角度计算方法的研究

传统的发动机转子爆破碰撞角度计算方法是AC20-128A中介绍的一种,实际应用中证明该方法无法真实反映在影响范围内的全部布置情况。本文主要对发动机转子爆破碎片的危害性以及其碰撞角度的计算方法进行了研究,介绍了一种利用CATIA运动模型计算碰撞角度的方法以及应用,可以用于飞机发动机转子爆破碎片对周围系统碰撞角度的计算。

民机测压试验模型测压孔技术要求及加工方法研究

测压风洞试验是飞机型号研制过程中不可缺少的风洞试验项目,其主要目的是获得型号、飞机机翼、机身、操纵面、外挂物、阻力板等各部件表面的压力分布及绕模型的流动特性,为型号飞机及其各部件结构强度计算提供气动载荷分布的原始数据。测压孔的设计及加工质量是影响测压试验结果准确性的关键因素之一,本文结合型号工程中的经验,就测压模型测压孔的技术要求及加工方法提出一些新的意见和建议,有利于测压模型加工质量的提高。

雷诺数对RAE2822翼型气动特性的影响

使用数值计算方法研究了雷诺数对RAE2822超临界翼型高亚音速气动特性的影响。结果表明:雷诺数对RAE2822翼型下翼面和波前上翼面的压力分布影响很小,对激波位置和强度、波后压力分布影响明显,对升力系数、俯仰力矩影响很大。采用超临界翼型的民用飞机,在进行机翼气动设计时,必须考虑雷诺数效应。

民用飞机智能泵源系统技术分析

民用飞机的发展经历着从低压向高压、从小功率向大功率的发展历程,因此对于客机作动能源的要求逐渐增高。由于长期的传统成熟技术,目前民机还是处于一个传统的恒压变量泵源系统,但如果从目前的技术方案来说,液压系统的高压与大功率则会带来系统中无效功率的增长,使得系统温度急剧升高,智能泵源系统具有流量调节、压力控制、功率匹配和负载敏感4种工作方式,能够避免产生过多的无效能源,同时还具有故障工作模式和状态监测功能。