摘要:世界航空运输系统的一体化、协同化和智能化发展对机场飞行区资源调度精细化管理和空中交通运 行高效化管控提出了高要求。本文聚焦机场飞行区资源调度的基本概念与框架问题,是飞行区资源调度问题 研究系列之一。从国际公约、理论研究和行业规范视角界定飞行区的基本概念,分析飞行区的一般运行过程和 资源调度内涵。对飞行区资源调度体系涉及的理论方法、系统工具、管理机制等要素及逻辑关系进行系统总 结。研究成果旨在为机场运行管理理论与应用的可持续发展提供科学指引。

摘要:共振吸声结构是由穿孔面板、蜂窝及刚性背板形成的三明治夹层结构,该结构广泛应用于发动机消声 短舱内,取得了良好的降噪效果。随着声学理论及制造工艺的不断进步,共振吸声结构从最初的单自由度逐步 发展为多自由度甚至内嵌多自由度阶段,吸声效果也取得了较大进步。详细阐述共振吸声结构的吸声原理,并 在此基础上介绍国内外发动机消声短舱的发展历程。指出发动机消声短舱的两个发展趋势及在进行短舱声衬 结构的精细化设计时要考虑的细节问题,例如背景剪切流动、入射声压级、制造误差等。

摘要::增材制造(3D打印)近年来被国内外广泛研究和应用,但是目前尚无关于增材制造的系统、清晰和准 确的分类。根据文献调研和现场调研,将增材制造技术分别按照制造材料种类、形态、热源、工艺组合等方法来 进行划分,即增材制造技术可分为四大类16个小类,并且分别介绍各类增材制造技术原理、特点及其研究应用 现状。最后指出目前增材制造材料单一与效率低等不足及向多元化、高效化、稳定化和包容化等发展的趋势。

摘要:翼型失速及其边界层发展是飞行器设计中的基础科学问题,而雷诺数变化对其影响很大。针对后缘 失速翼型,采用Menter k-ω SST模型及耦合扰动放大因子输运方程的转捩模型,进行雷诺数变化对层流-湍 流转捩边界层特性和失速特性的影响分析。结果表明:雷诺数增大时,对于转捩边界层,当地涡量雷诺数增大, 转捩前移且分离泡减小,流动能量耗散减小,翼型整体表面剪切效应增强,动能更充沛,流动自持能力增强,压 力分布可以维持较长距离的梯度抵抗分离能力增强;因此雷诺数增大使翼型失速迎角提高、升力系数增加。

摘要:缝翼气动噪声很大程度地依赖于其结构参数。分析其结构参数对翼型流场及其气动噪声特性的影 响,是研究缝翼噪声抑制方法的有效途径。首先,基于典型三段翼型30P-30N,建立流场分析模型,并利用雷诺 平均(RANS)和大涡模拟(LES)方法,分别对具有典型缝翼几何位置及外形特征的翼型进行稳态和瞬态流场特 性分析;其次,利用FW-H 声类比积分法求解远场噪声分布特性,并研究对比不同缝翼结构参数对远场声压级 强度及其指向性分布特性的影响规律;最后,针对不同的缝翼结构参数,分析讨论缝翼噪声抑制与相应翼型升 力变化的耦合关系。结果表明:缝翼几何位置和结构变形参数的调整均可有效降低远场噪声辐射,但是在攻角 增大的情况下升力系数会有一定程度的降低。

摘要:倾转旋翼机的旋翼气动外形设计需要对其直升机模式和固定翼模式下的不同要求进行综合考虑。通 过基于Kriging模型的多目标遗传算法建立一套适用于倾转旋翼桨叶气动外形优化设计方法,采用拉丁超立方 抽样试验设计方法得到样本点,并建立Kriging模型替代费时的流动数值模拟。以最大化旋翼地面悬停拉力 和高空巡航效率为目标,以地面悬停功率不增和巡航拉力不减为约束条件,进行倾转旋翼桨叶平面形状优化设 计,并经过非定常数值模拟和风洞试验验证。结果表明:数值模拟结果和风洞试验结果吻合良好,优化结果满 足设计指标。

摘要:悬停状态下,设计参数和摆线桨间距离对摆线桨的气动特性有较大影响。首先通过算例验证滑移网 格计算方法应用于摆线桨悬停状态下气动力计算的准确性,然后研究摆线桨在不同半径、弦长和桨叶数时的气 动参数特性,最后计算分析不同距离时,摆线桨间的气动干扰特性。结果表明:随着半径增大,桨叶气动力和单 位面积上载荷均增大;弦长越大,气动力越大,桨叶单位面积上载荷反而越小;4叶片摆线桨产生的气动力比3 叶片和6叶片大,而3叶片的桨叶载荷最大;合力偏转角分别随转速和实度的增大而减小;随着摆线桨间距离 的增加,气动力损失系数和合力偏转角均减小。

摘要:褶皱结构是否能对蜻蜓后翅气动性能产生正面的影响,对蜻蜓后翅气动性能的影响是否与雷诺数 (Re)相关。建立接近真实蜻蜓后翅的三维蜻蜓后翅褶皱模型和拥有同样外形的三维平板模型,利用计算流体 力学方法分别计算两个模型在不同Re、不同攻角(α)下滑翔飞行时的气动特性。结果表明:褶皱结构的存在会 明显提高蜻蜓后翅的升力,但是同时也会增大其阻力;不同Re 情况下,褶皱结构对蜻蜓后翅气动性能的影响不 同,当Re=1000,α=0°~25°时,蜻蜓后翅的气动效能始终略优于三维平板;褶皱结构对蜻蜓后翅气动特性的影 响与α也相关,α较大时蜻蜓后翅的气动效能略优于三维平板。

摘要:我国飞机的疲劳试验绝大多数采用均值谱,具有疲劳周期较长的缺陷,若采用载荷严重谱则可以大大 缩短试验时间。为满足全机试验疲劳寿命评估的需要,响应国内外飞机强度规范的要求,以国内某教练机的起 落数据为基础,将任务分析法与统计思想相结合,建立基于飞行科目统计分析的严重谱编制方法,整理和完善 编谱流程,编制得到各飞行科目包含加权中值载荷谱,一倍标准差谱,两倍标准差谱,90%存活概率95%置信 度的严重谱,以及所有科目的总严重谱。通过K-S检验方法验证了载荷损伤分布的合理性,并根据当量损伤计 算的统计结果给出严重谱代表起落的选取方法。结果表明:此严重谱编制方法合理有效,得到的编谱结果符合 严重谱特征,选出的代表起落能够代表各飞行科目不同严重程度的使用情况。

摘要::动导数的精确预测对于弹箭类武器的成功研制至关重要。以某型导弹动态特性的研究为对象,在 FD06风洞中采用自由振动法完成动态特性试验,获取该型导弹俯仰和滚转两个方向的典型振幅衰减曲线和动 导数结果;针对该型导弹,基于双时间推进法数值求解非定常N-S方程和强迫运动方程,获取该型导弹俯仰动 导数和滚转动导数。结果表明:CFD计算结果与风洞试验结果有较好的一致性;在给定马赫数和攻角下CFD 数值模拟结果可以为后续工程型号研制提供参考。

摘要:对损伤结构进行动力特性分析是进行无损检测的重要基础,而对于旋转梁结构的裂纹损伤动力特性 研究,却鲜有文献涉及。以变截面旋转裂纹梁为研究对象,对其横向振动特性进行研究,提出一种求解变截面 旋转裂纹梁横向振动特性的新方法。首先利用扭转弹簧模拟裂纹效应,建立含裂纹梁局部柔度模型,然后采用 Frobenius方法求解振动方程,得到方程的级数解析解,并研究裂纹位置和深度对振动频率的影响,分析不同损 伤程度、不同转速工况下梁的前两阶固有频率变化情况。结果表明:本文方法是有效的,转速和损伤程度的变 化并非独立影响梁的固有频率,两者间具有耦合作用机理,对于变截面梁同样成立。

摘要:金属材料断裂研究属于工程计算中的难点问题。目前对于金属构件延性断裂问题的研究,多是基于 10种经典塑性材料断裂试样,分析构件延性断裂的表征参数和断裂机理,对延性金属断裂准则在耳片接头类 结构中的应用研究较少。本文对4种结构形式的耳片接头进行拉伸断裂试验,采用应力三轴度准则,模拟接头 在拉伸试验中的断裂失效,对比接头的结构形式对断裂性能的影响和算法精度。研究表明:在材料的线弹性阶 段,4种接头的位移变形基本一致;接头的断面主要集中在耳片开孔中心位置;在耳片开孔处增加凸台,可以提 高接头的断裂强度;立筋、R 角对接头断裂性能影响较小。

摘要:在民用飞机结构适航符合性验证试验中,全机结构疲劳试验是最复杂、最昂贵、最耗时的,提高全机疲 劳试验效率、缩短全机疲劳试验周期一直是型号研制中追求的目标,尤其是疲劳试验管理技术的提高。在 MA600,ARJ21-700,Y12F等全机疲劳试验中引入并行实验管理技术进行工程应用,提出应用并行试验管理技 术应当注意的问题。结果表明:并行实验管理技术在全机疲劳试验时缩短了试验时间,提高了试验效率,发挥 了重要作用。。

摘要:在目标指示系统的飞行试验中,我们面临如何能在评估其指标符合性的同时,评估目标指示系统的误 差对其使用能力的影响问题。为研究目标指示系统精度与使用能力的评判方法,对目标指示误差与武器打击 效果的关系进行分析,建立基于水面舰艇当前点攻击和预测点攻击方式下的目标指示系统误差模型,分析不同 目标指示方式下的误差分布,将目标指示误差与武器捕获概率的关系转化为目标指示误差与导弹自控终点落 入指定区域概率的关系。结果表明:两种攻击方式下的目标指示误差均服从二维正态分布,当目标指示误差增 大时,武器捕获概率显著下降,若需保证武器攻击效果,则对应有目标指示误差的下限值,该下限值为舰载直升 机远程目指系统飞行试验方法提供了参考。

摘要:平衡场长是民用飞机设计与使用中的重要技术指标之一,其长短对民用飞机的经济性、安全性和通用 性均有显著的影响,同时也是确定飞机决策速度的基础,因而,研究平衡场长具有重要意义。介绍平衡场长的 概念、计算方法及它与决策速度之间的关系,列举三种敏感性分析理论;以某型民用飞机为例,研究起飞质量、 机场高度、风速、温度、跑道坡度等因素对平衡场长的影响,利用上述敏感性分析方法评估不同因素对平衡场长 的敏感程度。结果表明:平衡场长和决策速度随着起飞质量、机场高度、顺风风速、温度的增加而增加,随逆风 风速的增加而减小;跑道坡度对平衡场长的影响几乎可以忽略;三种敏感性分析方法所得参数的正负相关性一 致,五个变量对平衡场长的敏感性排序为:起飞质量>风速>机场高度>温度>跑道坡度。

摘要:民用飞机结构非计划直接维修成本在设计阶段难以预计。介绍DMC 构成要素及影响因素,建立 DMC预计流程、预计模型及预计调整模型;以前中机身上蒙皮壁板为例,基于工程设计输入及统计报告,计算 来自MSG-3,DTA,DSEA的非计划维修任务DMC数值,对比并分析金属及复合材料非计划DMC预计结果。 结果表明:该预计方法可行,反映预计模型准确性,金属结构环境退化及疲劳损伤是影响该结构DMC的主要 因素,复合材料的使用可显著降低飞机结构非计划DMC。 关键词:民用飞机;直接维修成本;预计模型;环境退化;疲

摘要:进行CAT II ILS试飞的前提是机场具备Type II ILS设备,国内符合条件的机场皆为大型枢纽机场, 诸多运行限制将极大影响试飞效率。为了增加机场选择裕度,加快试飞进程,在国内首次提出采用具有Type I ILS进行CAT IIILS试飞的新方法,并从适航条款、技术要求等方面详细分析其可行性。结果表明:此方法 满足适航审定要求,切实可行,是一种有效的能实际运用于国内大多数栺类运行条件机场的试飞方法。

摘要:电磁拔销器可利用得失电原理实现引信的安全状态可恢复功能。为了使引信或安保机构能够简便获 得电磁拔销器已完成解保程序或已恢复安全状态的信息,提出具有状态识别特征的引信用电磁拔销器,在目前 使用的电磁拔销器结构的基础上增加了触发部件和信号输出部件,将其工作过程同步为信号输出部件通断的 过程,使引信或安保机构通过信号采集就可获得安全状态信息。结果表明:该电磁拔销器工作状态稳定,信号 输出可靠,最小响应时间为3ms。