摘要：立足民用飞机/系统设计发展前沿,结合民用飞机设计通用规范,提出了一种采用基于模型的系统工程对飞机安全关键系统进行分析和设计的方法.在民用飞机/系统设计及安全性评估交互过程分析的基础上,考虑所设计系统的可用性、完整性,以飞机刹车系统为例,采用DOORS和Rhapsody完成飞机刹车系统设计的需求分析、功能分析和设计综合,建立系统用例模型、功能流程和可验证状态机模型.结合故障树分析,构建了保证功能可用、安全的系统架构.最后,设计了一种Sys ML和Simulink模型结合的协同仿真机制,开发面板图交互界面,对系统模型进行了仿真验证.

摘要：针对含多设计参数的典型民机机身下部结构耐撞性设计,提出了一种设计方法,该方法以最小化客舱地板的初始加速度峰值与最大化参考压溃状态的结构内能为优化双目标,通过Kriging模型对结构的冲击响应进行预测,采用非支配排序遗传算法Ⅱ(NSGA-Ⅱ)对双目标进行优化,进而由Nash-Pareto策略获得最优方案。为了得到最优设计方案,同时研究设计参数对机身结构耐撞性的影响,提出最大化期望提高与最大化预测方差同步加点准则建立代理模型。采用该设计方法,以典型民机机身下部结构设计问题为算例,对客舱地板支撑结构、货舱地板和泡沫构件形状参数进行优化。结果表明,相对原始设计客舱地板的加速度峰值降低约18.3%,次高加速度峰值也得到有效降低,改善了机身结构的耐撞性;Kriging模型预测响应与有限元分析结果误差小于1%,说明了设计方法的有效性。

摘要：耐撞性是民机机身结构设计的一项重要要求。为了研究以波纹板为吸能结构的机身结构能量吸收特性和冲击响应特性,针对常规的机身构型,提出了3种货舱地板下部波纹板布局形式,建立了相应的机身段有限元模型,对机身垂直撞击刚性地面的情况进行分析。获得了不同布局形式下的波纹板变形模式和能量吸收情况,以及机身段的破坏模式、能量吸收情况和座椅处的过载-时间历程。3种布局的对比分析表明,在机腹隔框下端和蒙皮之间布置波纹板,可以使机身下部结构的破坏模式稳定,显著降低座椅处的过载峰值,缩短高过载脉宽,有效提高机身结构的耐撞性。

摘要：为了建立飞机装配生产现场不同类型设备实时数据的统一采集模式,通过对飞机装配自动化设备的归纳分类,提出对设备运行过程数据的归一化建模方法,基于COM组件技术实现各类设备数据的统一采集,基于SOCKET技术实现设备数据的实时传输.提出基于中立区的工业网-企业网两网融合的企业组网架构,采用扩展的C/S多层构架体系设计专用的数据采集软件,实现实时数据存储与共享;基于ORACLE在线存储,实现飞机装配现场设备数据分类高效存储.所构建的飞机装配现场数据采集平台已经成功应用于某型飞机的部装和总装生产线自动化设备的过程数据采集,为后续装配现场数据可视化显示和历史数据统计分析奠定基础.

摘要：结合民用飞机运行可靠性研究的技术现状与发展趋势,根据现有的型号设计、研制和在役飞机的具体情况,阐述了民用飞机运行可靠性研究需求。通过梳理民用飞机运行可靠性理论研究进展及工程应用现状,从运行数据采集与处理、运行可靠性分析方法、运行可靠性预测反馈技术、运行可靠性的优化设计、优化维修任务、运行可靠性综合管理平台六个方面,详细阐述民用飞机运行可靠性研究现状及面临问题,展望了民用飞机运行可靠性研究未来发展方向。

摘要：对压力座垫原始数据(采样密度为32×32)进行空域滤波处理剔除噪声,增强独立传感器之间数据分布的连续性.将体压分布采样密度降至24×24、16×16、8×8,提取不同采样密度下的平均压力、峰值压力、平均压力梯度和峰值压力梯度进行分析.单因素方差分析结果表明,32×32采样密度与24×24、16×16采样密度下的特征均值之间的差异较小(1.1、2.6 mmHg),与8×8采样密度下的特征均值之间的差异较大(9.0 mmHg).斯皮尔曼相关性分析结果表明,32×32与24×24、16×16、8×8采样密度下的平均压力、峰值压力、平均压力梯度和峰值压力梯度具有较高的相关性(P<0.05).其中相关性最高的为与24×24采样密度下的峰值压力(0.99,P<0.05),相关性最低的为与8×8采样密度下的平均压力梯度(0.55,P<0.05).试验结果表明采样密度为24×24和16×16的压力座垫可以提供精确的体压分布特征.

摘要：为了研究直升机典型构件的着水机理,并为仿真建模和验证提供实测数据,开展了不同构型的直升机典型元组件垂直入水试验研究,阐述了试验设计方法和过程,并对试验结果进行了分析。结果表明,结构弹性影响明显,同时空气缓冲作用也不可忽略,不同速度下两者对压力峰值影响存在明显差异。

摘要：随着复杂系统的研制过程中越来越多地采用基于模型的方法,形式化的功能建模方法得到了广泛关注.然而,现有的功能建模方法通常不关注系统结构的状态,容易导致功能模型的模糊和缺失.对此,开展了集成状态的广义功能建模方法研究.首先,提出组件的State-Behavior-Function模型,表达组件的结构状态、行为以及功能.随后,提出系统的广义功能建模方法,表达系统的不同结构状态以及对应于各状态的功能.最后,以某型离心机的功能建模过程为例进行验证,结果表明:集成状态的广义功能建模方法可支持工程师建立清晰和完整的系统功能模型.

摘要：为了在设计阶段预估涡桨飞机的振动水平并分析舱内振动环境的影响,亟需建立一套全机级振动响应预计与评估技术。从人体舒适性和健康风险指标出发,建立涡桨飞机振动控制设计流程,识别关键环节及要素。研究解决振动载荷获取、振动分析模型建立、振动响应计算、舱内振动环境评估等核心问题。通过全机地面共振试验和缩比模型振动响应测试风洞试验结果,验证了整机振动分析模型和振动响应计算方法的准确性。所建立的方法、实施流程和途径可为涡桨飞机的振动控制正向设计提供参考。

摘要：采用RANS方程、线性有限元分析手段、映射点局部插值方法和逆距离动网格技术对气动和结构之间的耦合现象进行了分析。然后基于气动结构耦合伴随方法,对气动和结构设计变量梯度进行了高效求解。最后结合自由曲面变形技术、梯度优化方法构建气动结构优化设计框架。选取飞翼布局民用客机开展气动结构串行与并行优化设计研究。在相同阻力水平的前提下,并行优化结果比串行优化获得了8.4%航程收益和8.3%结构质量收益。同时,串行优化设计结果在中翼段上翼面仍然存在明显激波,而并行优化结果呈现光滑的等间距等压线分布特征。因此并行气动结构优化设计方法可以充分挖掘气动结构耦合下的设计潜力,更有利于对大柔性气动结构优化设计问题进行研究。