摘要:本文对国外最新的有关螺旋桨(含旋翼)基于自适应结构变形的重大研究计划和原理进行了调研及深入分析,旨在找出能突破目前临近空间螺旋桨因设计变量少而导致其效率和工况适应性难于大幅度提高的困境的方法。本研究表明,这一困境有望通过自适应结构的变形的方式得以解决。

摘要:新世纪航空市场对能耗、噪音等限制性要求继续加强,新一代民用飞机需要在气动减阻方面取得重大突破,自然层流机翼技术成为研究热点。本文总结了层流技术类别,回顾了自然层流机翼的主要研究历程,介绍了当前正在开展的欧洲TELFONA计划和美国的ERA计划中的自然层流机翼研究进展,并对自然层流机翼应用情况和自然层流短舱进行了概述,对自然层流机翼实际应用中面临的各种问题进行了分析。层流技术将是新一代民机发展的关键技术之一,开展层流机翼研究具有非常重要的现实意义。

摘要:随着航空发动机燃烧室性能的提高，燃烧室火焰筒热防护问题显得越来越突出。燃烧室内采用浮动壁结构可以减小壁面热应力，改善火焰筒的受力状况。介绍了火焰筒冷却结构的发展历程，包括气膜冷却、多斜孔冷却和多孔层板冷却，并对它们的优缺点进行了阐述。重点分析了浮动壁冷却结构的发展状况、技术特点，在浮动壁结构基础上采用冲击/发散气膜复合冷却结构具有较高的冷却效率，是当前先进航空发动机燃烧室浮动壁结构中应用最为广泛的冷却形式。文章最后对浮动壁结构的关键技术包括材料、制造工艺和冷却结构特征进行了重点阐述。浮动壁结构性能优越，具有广阔的发展前景，正被广泛应用于预研和正在研制的航空发动机燃烧室结构中。

摘要:驾驶舱视觉舒适性会直接对驾驶员产生影响，可能引起驾驶员视觉疲劳和误操作，对飞机驾驶的安全性和驾驶员的身体健康非常不利。针对驾驶舱视觉舒适性问题，本文采用日光眩光概率（DGP）、亮度对比度（LR）和人眼垂直照度（Ev）指标，针对视光学仿真结果，对不同的季节、日照时间和天气条件下的飞机驾驶舱进行视觉舒适性研究，形成数据库。结果表明该方法能在飞机设计阶段对飞机驾驶舱的视觉舒适性进行有效的评估，研究结果能过对飞机驾驶舱防眩布置及照明设计提供一定的指导意义。

摘要:前缘吸波结构具有承载和吸波的双重功能,是隐身结构设计的重要研究方向之一。本文针对典型前缘吸波结构,利用零阶和一阶参数优化算法对其承载性能进行了优化计算,获得了透波蒙皮与吸波填充物的优化布置方案,提出了提高前缘吸波结构承载效率的优化分析方法和技术途径,为隐身结构设计提供了重要参考。

摘要:采用纵横扭一体化梁模型与耦合质量方法模拟箭体承力结构与液体推进剂，使用NASTRAN中的RBE2单元模拟芯级与助推器连接接头。通过修改有效载荷有限元模型以得到不同的有效载荷基频。选取飞行过程中的四个典型秒状态，计算了三种不同有效载荷基频下全箭的前十阶固有振动频率，结果表明：纵横扭一体化梁模型在进行全箭动特性分析时模型简单，结果满足要求，可用于设计初期的模态分析。同时，分析得到了基频降低对全箭动特性的影响规律，给卫星设计人员提供了相关依据。

摘要:为了减小临近空间大展弦比无人机机翼的弯矩和挠度，采用了双机身和斜拉杆两种方案，对弯矩和挠度沿展向的分布进行了计算和分析。计算结果表明，两种方法都可以较大程度地减小机翼弯矩，同时挠度也可大大降低。双机身方案最大弯矩能在单机身的基础上减小为原来的24%，斜拉杆方案能减小为原来的20%，两种方案对挠度的减小效果也非常明显。对斜拉杆方案下机翼受压力时的失稳特性进行了研究，结果表明在给定参数下机翼不会发生失稳现象。

摘要:本文将不同的有效载荷基频引入到运载火箭纵向有限元模型中,通过改变有效载荷基频计算箭体在发射阶段受到冲击载荷时的瞬态动力学响应,并找出有效载荷以及星箭界面处随发动机推力变化的加速度、单元力等响应时程变化规律。分析发现有效载荷基频降低对发射时箭体的动响应有一定的影响,有效载荷位置的加速度响应受到的影响较为明显,有一定程度的增加,其对星箭界面处的载荷影响则较小。

摘要:通过直列叶栅的方法,引入高度倾斜的附面层来流条件,对采用串列叶栅作为核心压气机后面级的静子进行了变间隙数值模拟研究。比较了低展弦比下串列叶栅不同间隙、不同附面层来流条件的叶栅整体性能、尖部载荷及叶尖泄漏涡的发展情况。研究表明：随着间隙增大,叶尖区域堵塞加强,损失加大；倾斜附面层来流下,低叶展的损失都得到不同程度改善,小间隙时低叶展轴向堵塞改善明显；2%间隙时会产生两个间隙泄漏涡,前叶泄漏涡会在叶栅通道中部消失,而倾斜附面层会延长前叶泄漏涡发展路径；随着间隙增大,泄漏涡绕卷起始位置后移。

摘要:数学模型是航空发动机性能仿真与控制系统设计的重要技术基础，结合民用涡扇发动机建模需求，以广泛使用的大涵道比涡扇发动机为研究对象，参考国外经验并结合理论分析，进行与整机建模相关的发动机主要部件结构特点和部件建模方法研究，给出了发动机大风扇特性分解方法，分析了空气引气系统、压气机稳定性控制系统、涡轮叶尖间隙控制系统、反推力装置等系统的结构和建模方法。研究结果可为民用大涵道比涡扇发动机整机建模提供技术支持。

摘要:为掌握某型涡轮叶片内流通道不同出流位置流量分配比例对该通道压力系数分布的影响规律，本文对该通道进行合理简化并根据相似原理，采用几何放大模型，针对通道进口雷诺数在 条件下，通过实验研究了出流孔1、出流孔2以及出流孔排3三处出流位置的五种不同流量分配情况的通道压力系数分布，得到以下规律：(1). 三处出流位置流量分配的变化对第一通道压力系数的影响并不明显，而对第二和第三通道的压力系数有明显影响；(2). 减小出流孔1、出流孔排3流量分配比例以及增加出流孔2的流量分配比例会使通道压力系数整体较低；(3). 增加出流孔排3流量分配比例使第三通道压力系数整体较高且沿流程下降趋势缓和。

摘要:本文研究了短周期叶栅风洞气动状态同阀门开度的关系，并详细讨论了控制实验状态稳定的方法。根据实验的阀门流量特性数据计算阀门开度，通过1-2次调试即可准确调试出需要的实验状态。将调压阀流量特性数据作为专家知识同传统PID方法相结合，得到了实验中维持叶栅气动状态稳定的有效方法。该方法能自动计算控制参数并精确控制叶栅气动状态，而且具有计算量小、压力稳定快且不会出现震荡的优点，对其它的短周期期风洞具有一定的借鉴意义。

摘要:平视显示系统是一种目前普遍运用于航空器上的飞行辅助器,它能使飞行驾驶员不用低头就可以看到仪表上的重要信息。本文针对传统平视显示系统体积大、生产成本高等不足,提出一种基于二维微扫描镜的平视显示系统。通过对二维微扫描镜的振动频率与平视显示图像的稳定性、分辨率、刷新率之间关系的分析研究,初步实现了基于二维微扫描镜的平视显示系统的搭建,并成功实现了一个常见标志的成像,证明了基于二维微扫描镜的平视显示系统的可行性。

摘要:无人机地面站发展日趋综合复杂,为了减轻地面站操作员工作负荷,避免飞行事故发生,保证高效、安全地完成飞行任务,开展无人机地面站人机工效评估方法研究尤为重要。本文分析了无人机地面站人机工效评价特点；借鉴有人驾驶飞机人机工效评价方法,利用德尔菲法,明确无人机地面站人机工效综合评价的评价指标,提出了地面站人机工效评价专家调查表构架,探索了评价内容和方法。可为无人机地面站人机工效评价提供一定借鉴。

摘要:利用等离子体进行流动控制是当前研究热点之一。本文主要研究通过数值方法模拟等离子体对流场的作用的实现方法，及利用数值模拟方法研究翼型大迎角分离流动的等离子体控制。文章利用CFD软件FLUENT中的自定义函数接口，通过C语言编程在软件中引入DBD等离子体激励模型外加体积力源项实现对NACA0015翼型大迎角下等离子体控制的数值模拟。验证了DBD等离子体激励在抑制流动分离与增升减阻方面的作用。数值分析表明流动控制效果与DBD激励器布置位置有直接关系，同时激励器的数量与激励强度均会影响流动控制作用。

摘要:针对旋转机翼飞机的特点,开展了旋转机翼飞机飞行验证平台的设计,分析了旋转机翼的结构设计、动力系统的设计。通过数值计算的方法,对不同相对厚度椭圆翼型气动特性进行了分析研究,并开展了旋转机翼悬停气动特性的分析计算和地面试验研究。对今后开展旋转机翼飞机研究具有一定的参考价值和意义。

摘要:为了获得大迎角下的平流层飞艇的气动特性，本文基于N-S方程及κ-ωsst湍流模型，对某平流层飞艇的大迎角气动特性进行了数值模拟分析。研究发现，平流层飞艇的大迎角失速特性及力矩特性与飞机有着较大区别，飞艇的失速迎角较大（在45°左右）；俯仰力矩特性在失速前呈现完全不同的两种趋势，小迎角范围内其静不稳定，迎角增加到一定程度后变为静稳定且维持该状态直至失速。本文研究结论对平流层飞艇的大迎角操稳设计、飞控设计具有重要的参考意义。

摘要:飞机的鸟撞事故是一种突发性和多发性的飞行事故，轻则飞机受损，重则机毁人亡。在飞机设计过程中，为了通过严格的适航条例，需要进行大量的鸟撞试验。随着有限元理论和计算机软、硬件的发展，利用计算机仿真技术进行飞机结构的抗鸟撞设计分析可以减少试验数量或者加强试验针对性，提高试验效率。本文基于LS-DYNA软件和前处理软件HyperMesh，利用光滑粒子法(SPH)与有限元耦合的算法对某型飞机垂尾前缘进行了鸟撞分析。相对于传统Euler网格鸟体，SPH方法对于大变形的精确捕捉为分析结果奠定了可靠的基础。同时，本文采用带失效模型的短梁单元模拟铆钉失效，可以准确的模拟结构破坏。因而，本文的分析结果可以为试验预判以及飞机结构设计提供了可靠的参考数据。

摘要:层合板低速冲击后的压缩破坏研究对复合材料结构设计具有重要的指导意义。按照ASTM D 7136、7137试验标准对CCF300/5228层合板进行了低速冲击和压缩试验。基于累积损伤理论，以低速冲击数值仿真得到的损伤作为初始损伤，把应变失效准则和材料性能退化方法相结合，建立了含低速冲击损伤层合板的压缩破坏分析模型。使用该模型研究了CCF300/5228层合板的损伤演化过程和剩余压缩强度。结果表明，该模型能够较好地解释试验过程中的损伤现象，并预测含冲击损伤层合板的剩余压缩强度，损伤扩展和破坏模式与试验结果一致性好。

摘要:针对复合材料整体化结合界面进行了有限元数值模拟失效分析方法研究。对承受拉伸载荷和弯曲载荷的盒段类单元采用平面应力元和内聚力模型(Cohesive元),对承受压缩载荷和剪切载荷的壁板类单元,采用壳元与各向同性体元混合建模,结合USDFLD自定义材料失效模型实现多级刚度衰减。在试验结果与模拟结果分析对比的基础上规定了界面基本力学性能的选取原则。本文的研究可为复合材料整体化结构设计及分析提供工程实用的分析方法。

摘要:疲劳试验数据一般属小子样范畴，在weibull寿命分布的假设下应考虑特征寿命的统计置信度。本文总结了特征寿命概率估计的贝叶斯法和虚拟增广样本的Bootstrap法，并基于2024-T3直耳片的七组疲劳试验数据对其进行对比和评估。由于EDF拟合检验法无法对特征寿命估计值的合理性提供实质性的指导，本文提出了一种新的试验样本数据全部落入寿命分布(1-a)双侧百分位区间的判定方法。通过分析可知：Bootstrap法的特征寿命估计值相比贝叶斯法偏大；本文提出的判定方法是有效的，可定性判断特征寿命估计值偏大或偏小。

摘要:襟翼滑轨轨迹控制着襟翼的运动轨迹，决定着其几何特性，是飞机襟翼操纵系统滑轨机构的工程设计的重要输入因素。本文提出一种设计襟翼滑轨轨迹的新方法，该设计方法对梯形机翼的富勒式襟翼运动进行简化，针对襟翼的运动规律，将其运动简化为近似绕翼尖外空间一点作圆锥曲面运动，并结合CATIA V5的模拟分析，最终设计出满足要求的襟翼滑轨轨迹。运12F飞机工程应用实践表明，该方法在对通用飞机的设计具有较高的实用价值。