摘要：针对起落架着陆性能分析缺乏定量考虑环境温度影响的问题,以某飞机车架式起落架为研究对象,构建了考虑环境温度影响的着陆动力学分析模型,进行了多个工况下全尺寸落震试验与仿真数据对比分析,试验与仿真结果一致性较好,时域曲线峰值与周期变化吻合度高。对比分析了不同环境温度下车架式起落架动态着陆载荷与位移,结果表明:环境温度影响了主缓冲器、辅助缓冲器、轮胎等力学性能,环境温度每上升20℃空气弹簧力增加约8%,但同时会带来油液阻尼力的降低。在同一着陆撞击时刻,空气弹簧力的增加量与油液阻尼力降低量会相互抵消,使得车架式起落架在不同环境温度下维持整体着陆性能稳定。

摘要：为探索离心压气机多学科设计优化策略,进一步提高优化效率,建立了基于本征正交分解(POD)技术的离心压气机优化系统。首先选择样本数据生成快照矩阵,进行本征正交分解后,提取了占支配性的少数几个基函数,并以POD系数作为新的设计变量,构建了降阶的设计空间,从而大幅度减少了设计变量的个数。然后与离心压气机多学科优化流程相结合,建立了一种高效率的优化策略。为验证系统的可行性,以极大化等熵效率为目标,针对最大转速状态和巡航状态两个计算工况对压气机进行优化。结果表明:该优化策略在有效减少设计变量个数方面具有优势,从而使优化问题能够快速的收敛,优化后两个工况下的设计点等熵效率分别提高了3.5%和4%。

摘要：为了提高涡轮级多学科设计优化的优化效率,基于本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)技术,并结合快照样本自适应更新方法,提出了一种综合的涡轮级多学科优化系统。首先,通过进行POD分析,仅保留占优势的基函数,并以POD系数作为新的设计变量,设计变量个数由60个缩减为5个,提高了优化效率。然后,基于自适应进化规则,优化过程中对快照样本进行不断的进化和修正,从而提高POD精度。最后将该方法与涡轮多学科优化流程相结合,建立了一种高效率、高精度的优化策略。某涡轮优化的结果表明:该优化策略适于设计变量较多的复杂优化问题,且具有良好的收敛性,优化后设计点等熵效率提高了3.5%。

摘要：民用飞机如果申请已知结冰条件下飞行(FIKI),应按照除防冰相关适航规章条款要求进行表明符合性适航验证,其中自然结冰试飞是必须完成的重要环节。以Y12F飞机自然结冰试飞为例,以中国民用航空局(CAAC)和美国联邦航空管理局(FAA)发布的已知结冰条件下飞行相关指导文件为基础,结合Y12F飞机自然结冰试飞适航审定过程,分析总结了除防冰系统、测试设备及安装、试飞空域、结冰大气条件、试飞内容、试飞状态、试飞程序、试飞结果和分析以及结冰探测、结冰大气探测、冰积聚情况监测等方面的适航审定要求和关键技术,并对试飞过程中发现问题的分类、解决措施、设计改进方案以及完成的补充验证工作进行了阐述。经CAAC和FAA同步审查,Y12F飞机获得CAAC和FAA已知结冰条件下飞行的批准。构建的自然结冰试飞适航审定方法,成为FIKI适航验证重要实践指导性材料。

摘要：随着产品装配质量要求的不断提高,为了在CAD模型仿真试验中快速且准确地表达零件实际加工质量,提出基于点云和设计模型的仿真模型快速重构方法.采用“一面两孔配准”方法,将零件实测点云数据配准到设计模型上;根据设计模型边界提取出曲面重构所需的控制顶点;采用非均匀有理B样条(NURBS)方法对控制顶点进行曲面拟合;根据仿真需求,结合边界表示法(BREP)和构造实体表示法(CSG)实现模型表面的局部和快速替换.在CATIA中开发基于实测点云数据和设计模型的仿真模型快速重构模块,和基于可拓展标记语言(XML)和特征完全匹配的数字预装配模块.以某航空企业典型零件和舱门预装配为例,验证该方法的重构精度和效率及其在预装配仿真中的高效性和准确性.

摘要：根据大型民机事故统计,进近着陆阶段事故率最高,而其中大部分事故首先表现出异常能量状态,并演变成失控、重着陆、擦尾、冲出跑道等事故类型,或者呈现复飞失败。在归纳上述五类终端事故类型作为重点关注对象基础上,建立典型大型民机飞行数值仿真平台,使用随机模拟和相关性分析方法研究能量状态参数偏离导致进近着陆风险的影响规律。在此基础上,根据仿真结果给出了由关键能量参数确定的能量状态安全边界,可建立不同风场条件及可能的复飞油门下由空速-下滑角参数构成的异常能量预警判据,对于异常能量导致的进近着陆风险预警具有准确性和非保守性。研究结果可为大型民机进近着陆过程的风险预警以及相关飞行控制功能设计提供方法基础。

摘要：针对"基于模型驱动"的产品研制模式中,难以高效地构建工序模型以准确描述实际加工过程的问题,开展机加件工序模型构建方法的研究,提出以基于模型定义(MBD)模型为输入的工序模型构建方法.以零件MBD模型为输入,采用CAD系统二次开发技术进行模型参数提取,提出MBD模型参数信息结构化表达方法.交互进行加工工序设计,建立常见的机加工序工艺信息库辅助具体加工方案设计;根据MBD模型参数和工序参数得到工序模型构建数据文件.读取工序模型构建数据文件,实现工序模型快速建模.开发了工序模型辅助构建工具,以某航空企业典型机加件为例,验证了所提方法的有效性.

摘要：本文基于非均匀有理B样条曲面造型和网格变形技术开发了涡轮导叶非轴对称端壁造型工具,并以商业软件Isight为优化驱动器,同时借助CFX为求解器,搭建了非轴对称端壁自动优化设计系统。应用该系统对某高压涡轮导叶进行非轴对称端壁优化设计,优化非轴对称端壁使得导叶总压损失系数减小了3.44%,非轴对称端壁试验验证总压损失系数减小了5.67%;通过流场细节分析表明,非轴对称端壁设计通过改变下端区轮毂处压力分布,减小了横向压力梯度,削弱了端壁区域流向涡的强度,从而减小了二次流损失,改善了涡轮导叶的气动性能。

摘要：针对地效(WIG)飞机遭受冲击最为严重的状态——对称断阶着水情况,对影响冲击的各个因素进行了比较分析,在作了一些基本假设后,采用船舶运动中常用的切片理论思想,结合Von Karman水动力学分析的动量概念及Wagner的附连水质量公式,提出了一种理论计算方法。同时,还将理论计算结果与试验结果进行了比对分析。计算值与试验值的比较结果说明,理论计算在较大程度上是可信的,可作为结构设计外载荷确定的参考。

摘要：针对民用飞机全航线的排放预测问题,运用飞机升阻特性模型、发动机性能模型和飞机航线性能模型计算了民用飞机在全航线上的飞机升阻特性与发动机性能,并将以上模型与基于T3-p3法与波音流量法所建立的排放计算模型相耦合,详细计算了飞机在实际飞行过程中未燃碳氢化合物(UHC)、一氧化碳(CO)、氮氧化合物(NOx)的排放指数,并得到了全航线的各种污染排放物排放总量,完善了民用航空发动机排放预测分析体系,为低污染民用航空发动机的设计与评估提供理论依据.计算结果表明,飞机处在起飞以及爬升阶段时,NOx的排放指数较高,而UHC与CO的排放指数较低;当飞机处在下降以及进场时,NOx的排放指数较低,而UHC与CO的排放指数较高.NOx的总排放量在3种污染排放产物中最高.