多电飞机电动环境控制系统设计研究综述

随着飞机设计朝着多电化发展,多电飞机中电动环境控制系统的研制受到了广泛关注。本文介绍了B787飞机电动环控系统运行原理,综述了目前电动环控系统的架构设计与权衡、关键部件设计的研究现状,指出采用电动环控系统设计会导致飞机设计更趋复杂,因此需要集成化的工具支持电动环控系统的架构设计,并发展可替代CFD计算的代理模型技术来缩短关键部件的设计周期,为我国电动环境控制系统的研究和发展提供参考。

某飞机环控系统综合测试系统的研究

针对环控系统试验室测试环境恶劣、测试通道数量多、测试数据同步性要求高的特点,设计了一套测试系统。系统采用分布式系统构架,有效解决了测试通道数量多且分布较为分散的问题;系统硬件采用SCM5B高性能信号调理模块实现了测试通道的单通道隔离,提高了系统的抗干扰能力;测试机柜间的同步采用同步触发信号的方式,同步误差小于0.5ms,满足系统的同步性要求。

多电飞机电动环境控制系统适航要求分析

能源危机促进了多电飞机的发展,而环境控制系统是飞机中的高能耗系统。因此电动环境控制系统成为目前航空技术发展的重要方向。文章通过介绍波音787环境控制系统的运行原理,研究分析适用电动环境控制系统的适航要求,给出电动环境控制系统符合性验证方法思路的建议,为国内电动环境控制系统的研究和发展提供参考。

基于双视图结构模型的民用飞机试飞改装设计技术

为了提高民用飞机试飞改装设计效率,研究了基于双视图结构模型的改装设计技术。构建了系统视图与设计视图关联的双视图结构模型,通过双视图结构模型来组织试飞改装过程中的信息,并支持改装设计流程中的各个环节。在空气管理系统试飞改装设计过程中进行了应用验证。

某型飞机发动机短舱热气防冰系统性能数值模拟

使用三维内外强固传热耦合方法计算校核发动机短舱热气防冰系统的性能,并分析发动机进气流量对蒙皮表面温度的影响。内、外部表面传热系数计算均采用纯三维的CFD方法,在内、外部网格数据交互时使用了距离加权反比插值法。通过计算获得发动机短舱的局部水收集系数、蒙皮表面温度的分布情况、各处溢流水量,并由此判定此防冰系统性能是否达到要求。分析表明此发动机短舱热气防冰系统符合防冰性能要求;当发动机进气流量增大时,蒙皮表面温度下降,且溢流水量增加。

民用飞机真空式马桶污水处理系统介绍

本文对现役主流机型上广泛使用的真空式马桶污水处理系统功能原理进行了介绍,并对其系统组成及设计要素进行了初步分析及探讨,从而为民用飞机污水处理系统设计提供参考及帮助。

基于VB的民用飞机低温符合性验证模型

民用飞机正常情况下一般采取双套空调组件对驾驶舱和客舱进行温度调节,双套空调组件失效会导致乘员暴露于低温环境,可能会导致机组能力降低,从而影响飞行安全;基于适航条款CCAR25.1309(a)(b)(d)对民用飞机的设计要求,本文通过定义一种符合性方法,并基于VB平台开发出民用飞机低温失效的符合性计算模型,来验证对适航条款§25.1309(a)(b)和(d)的符合性,从而对民用飞机的适航验证具有指导意义。

制冷组件安装区域温度场分析研究及影响

现代民用科技机身结构大量的采用了复合材料,复合材料遇到高温时会变软,耐热性较差,对复合材料周围的环境温度提出了新的要求。本文以某型飞机的制冷组件安装区域进行温度场CFD计算,分析了安装区内的高温部件对机身复合材料结构的影响。为了防止机身复合材料被高温部件烫伤,在高温部件的上方安装隔热板同时进行局部通风冷却,并对相应的工况进行CFD计算对比。

民用飞机洗涤污水处理系统介绍

本文在总结现役民用飞机中洗涤污水处理系统所采用的污水处理方式的基础上,对洗涤污水的处理方式及特点进行分析及研究,为民用飞机洗涤污水处理方式的选择提供参考及帮助。

民机雨刷性能验证研究

针对某型民机雨刷系统性能验证过程中大雨气象稀少的问题,提出一种综合计算、地面模拟试验和飞行试验来表明其性能满足设计要求的方法。即通过计算和飞行试验表明雨刷压紧力、驱动力矩满足设计要求,通过计算和地面模拟试验表明雨刷刮刷速度满足设计要求。方法最终在某型民机雨刷系统性能验证上应用并获得成功。

民用飞机引气系统温度调节性能计算

本文介绍了民用飞机引气系统温度调节的工作原理、调节部件、调节性能计算过程。基于现有模型,编制了温度调节性能计算程序。为计算引气系统的温度调节性能提供了便利。

某大型环境舱流场及温度场仿真计算

本文提供了基于STARCCM+软件的某大型环境舱流场和温度场仿真模拟,分别计算和分析了极冷、冷、热和极热四类工况条件下的舱内温度均匀性。结果表明,在舱内未放置试验件(飞机舱段)和内热源(日照模拟设备)的情况下,采用全面孔板送风的方式可以保证在上述四类工况下核心区域温差均小于1℃,即可以保证该环境舱空载状态下的温度均匀性,本文的计算结果对该大型环境舱的设计具有一定的参考意义。

埋入式冲压空气进气口性能及影响因素研究

随着高性能航空电子设备在飞机上的大量应用,冷却空气需求量的不断增加,亟需发展高效节能的民机冲压空气系统。针对某飞机NACA型进气口,建立其物理模型并基于k-ωSST湍流模型开展其内外流场的耦合特性分析,研究了NACA埋入式进气口的进气机理。在此基础上,提出了采用反映进气口气流能量损失的关键性指标冲压效率及进气质量流量作为进气口性能的评价方法,并分析了飞行参数如马赫数、攻角和侧滑角对NACA埋入式进气口性能的影响。研究结果表明:马赫数从0.5增加到0.9时,冲压效率增加了9.26%,质量流量增加3.82 kg/s;攻角从0°增加到5°时,冲压效率增加了7.35%,质量流量增加0.38 kg/s;侧滑角从0°增加到4°,冲压效率降低6%,而质量流量呈先增大后减小的趋势。研究结果为我国大型民用飞机的自主研制提供一定的理论依据。

民用飞机尾舱温度场仿真模拟

本文提供了基于三维模拟软件CFdesign软件进行的民用飞机尾舱的温度场仿真模拟,计算了极热天环境下高原地面和巡航两种工况的尾舱温度场,获取了尾舱内部温度场分布和EMP周围环境温度,并分析了尾舱内部和EMP周围的环境温度是否符合要求,为尾舱设备优化布置提供参考。本文介绍了民用飞机尾舱温度场仿真模拟计算方法,并对模拟结果进行了分析讨论,可以为民用飞机尾舱设计提供一定的参考。

民用飞机空气管路泄漏计算分析

民用飞机空气管路内通常是高温高压气体,若管路泄漏会对舱内人员和设备造成极大的影响。通常对易泄漏的区域会布置探测系统,而探测系统的位置布置和反应时间等的确定,则依赖于管路泄漏后的流场和温度场分布。

信号驱动的空气管理系统控制逻辑建模方法

为了提高空气管理系统控制功能的设计与确认效率,研究了信号驱动的空气管理系统控制逻辑建模方法。结合空气管理系统控制特点,采用自底向上建模的思想,先构建底层系统信号库,再由信号逐层搭建控制逻辑,最后由控制逻辑驱动功能并在功能层进行逻辑确认。本文方法在空气管理系统CAS与简图页逻辑设计与确认过程中进行了应用验证。

某型超临界机翼的临界温度分析

本文首先给出了临界温度的计算方法,对影响临界温度的因素进行了分析,表明压力系数是临界温度的决定性因素,最小压力系数处临界温度最大;其次计算了某型超临界机翼不同截面不同飞行状态下的临界温度,即使外界大气温度高于0℃在一定飞行状态下机翼特定位置已开始结冰;最后讨论了临界温度分析在主导式结冰探测系统验证上的应用。

某型客机风挡雨刷系统故障分析

针对某型客机风挡雨刷系统在飞行过程中被气流吹离正常停放位置的故障,利用CFD软件对该型客机风挡雨刷系统进行了气动力分析。同时利用气动力分析结果,找出了导致风挡雨刷系统发生故障的主要原因并设计了加装导流板的排故方案。最终,通过试飞对故障原因和排故方案进行了验证。