摘要：为实现设计阶段对SVS静态界面的评估,根据SVS相关适航及工业标准,构建包含一级与二级指标的SVS人机接口评估指标体系。基于该评估指标体系的静态指标,形成主观评分量表后,组织专家小组评估叠加SVS前后的PFD静态人机界面。通过专家给出的评价结果,建立模糊综合评价模型,对评价结果做综合性统计分析。基于SVS人机接口评估指标体系的模糊综合评价模型有助于客观地反映SVS HMI设计合理性,可以从人机工效原理角度促进SVS设计方案的改进、提升,具有较好的借鉴意义。

摘要：采用有限元分析与冲击试验相结合的方式对膨胀管与波纹管的吸能特性进行探究:通过数值仿真分析对吸能元件的试验过程进行初步掌握,同时根据冲击试验结果对试验设计的不合理之处进行修正;然后开展两种吸能元件的动态冲击试验,探究其吸能特性,最终比较分析有限元仿真分析与落锤冲击试验的试验结果,选择效果理想的吸能元件应用到襟翼交联机构上。结果表明:无论是从吸能行程、吸能稳定性还是吸能结构的设计考虑,波纹管都是最适合应用到交联机构中的吸能元件,该吸能元件比吸能大,吸能过程平缓稳定,吸收能量之后只有塑性形变但结构不发生破坏,同时吸能行程短,吸能结构简单,便于安装拆卸。

摘要：面对过冷大水滴(Supercooled large droplet,SLD)结冰环境,行之有效的结冰探测手段是实施规避策略、尽快脱离SLD结冰环境的先决条件。针对一种面向SLD环境探测需求的双碰撞面探头,考虑基于SLD动力学模型,模拟分析探头水滴收集特征进行探头外形参数化设计研究,研究影响探头区分SLD环境的关键几何参数,从而为探头外形设计提供参考依据。对选定的探头外形仿真计算结果表明,在常规水滴条件下,结冰主要发生在探测器的第一碰撞面,第二碰撞面上的结冰厚度很小,与第一碰撞面之间存在明显差异;而在SLD条件下,冰层在第一及第二碰撞面上均有累积。不同直径的水滴撞击到探头不同位置,形成累积特征迥异的结冰形态,验证了探头外形参数化设计方法应用于SLD环境探测的有效性。

摘要：空腔气动噪声的抑制对武器舱声学相关难题的解决具有重要意义。采用两方程尺度适应模型的计算流体力学方法对空腔标模进行模拟,通过与国外学者及风洞试验数据的对比,验证了该计算方法的可靠性。基于此,对比分析了不同射流量的射流方式对空腔时均变量,湍动能、压力脉动均方根、声源分布及压力脉动的频域特性的影响,分析可得:射流方式通过改变剪切层的形态来达到影响空腔中的流场形态及压力脉动均方根分布,其中射流构型4(Spout4)能有效降低整个空腔的压力脉动均方根。结果表明:不同射流量对腔内压力脉动及远场噪声的抑制效果不同,且射流量的大小与其抑制效果并不成正比关系。

摘要：冲击凹坑的回弹特性对飞机复合材料结构低速冲击损伤的目视检出概率有至关重要的影响。采用T800碳纤维/M21环氧树脂复合材料单向预浸丝束自动铺贴和热压罐固化工艺制造了层压板试件。试件引入1 mm左右的冲击凹坑后分成4组,分别在室温环境、湿热环境、重复载荷及湿热和重复载荷联合作用的条件下测量冲击凹坑在不同时间的回弹量,以研究湿热环境和重复载荷对冲击凹坑回弹的影响。结果表明:湿热环境可显著提高冲击凹坑的末期回弹量,但其影响过程较缓慢,因而对凹坑初始回弹速率影响不显著;重复载荷也可提高冲击凹坑末期回弹量,但其影响相对较小,其使冲击凹坑的初始回弹速率有明显提高;湿热环境和重复载荷联合作用对冲击凹坑末期回弹量的影响高于重复载荷和湿热环境的单独影响,凹坑初始回弹速率与重复载荷单独影响下几乎相同。

摘要：采用合适的进、排气边界条件,对带动力的单独涡扇发动机模型和带动力的DLR-F6翼身架舱复杂组合体(WBPN)模型的流场进行了数值模拟和分析.运用Roe三阶迎风偏置通量差分裂方法和隐式近似因子分解方法求解雷诺平均Navier-Stokes方程,基于点搭接多块网格技术生成高质量计算网格,通过多重网格技术来加速收敛.着重对动力发动机进、排气边界条件的给定进行了推导,以准确地模拟发动机动力效应.计算结果与实验值吻合良好,验证了所采用计算方法、网格分块策略和边界条件处理方法的正确性.

摘要：如何抑制开式空腔内的气动噪声是航空研究领域的一个研究热点。采用非线性扰动方程和基于雷诺平均NS方程的湍流人工重构方法对空腔标模进行数值模拟,通过与风洞试验数据的对比,验证了该计算方法的可靠性。基于此,在空腔前缘上方采用不同几何形状的栅板措施,以此来改变空腔前缘的剪切层形态,对比分析其对空腔湍动能、速度型、声源、声压级分布及压力脉动频谱特性的影响,分析可得:仅改变剪切层的方向和强度并不能降低空腔中的声源强度,还需通过改变剪切层的稳定性来影响空腔中声源的分布及强弱,这样才能有效降低流激振荡效果。研究结果表明:采用被动控制措施改变剪切层形态能有效抑制空腔中的气动噪声,其具备一定的工程应用价值。

摘要：采用直接曲率法(DISC)反设计模块耦合NS方程流场求解程序,建立了具有跨声速翼型和机翼设计能力的气动设计平台。针对翼型表面光顺和跨声速设计中出现的收敛性问题,提出了基于最小二乘法原理的形状改变量曲线拟合方法,可显著改善跨声速设计收敛速度;提出的翼型前缘形状的多项式插值方法,可消除DISC方法中旋转变换而带来的翼型前缘不光顺问题,且具有加速收敛和增强设计稳定性的作用。

摘要：以跨声速机翼设计中权衡气动性能和总体设计要求的工程应用为出发点,在保证机翼结构重量和容积不变的约束下,提出了平面形状优化与剖面翼型优化结合的两步优化设计策略。应用神经网络和遗传算法,建立了相应的设计方法。采用两步优化方法进行跨声速机翼设计,第一步设计中,通过平面形状优化,增大机翼展弦比、减小诱导阻力是机翼气动性能改善的主要原因,但由于结构重量约束,平面形状变化不大,对机翼气动性能改善有限;第二步设计中,以第一步设计所优化的机翼平面形状为基础,并以机翼容积为约束,通过机翼剖面翼型优化,弱化较大马赫数下的激波、减小激波阻力是机翼气动性能改善的主要原因。经过这两步优化设计,机翼在两个设计点下的升阻比分别提高了3.02%和9.96%,阻力发散马赫数由0.854 0推迟到0.865 3,表明两步优化设计方法适合于工程应用。在无结构重量和容积约束下,采用单纯气动最优的平面形状和剖面翼型优化两种设计方法均可明显改善机翼气动性能,但不能满足机翼结构重量和容积不变的设计要求。

摘要：气动噪声预测的关键在于提高流场的预测精度,特别是对涡流扰动的细节描述。文章采用的是计算流体力学(CFD)与"声比拟"相结合的方法,通过2个步骤模拟流动的声学远场。第1步,在包含所有声源的近场区域内,通过使用DES方法获得控制面处的非定常流场参数;第2步,采用基于可穿透数据面的FW-H方法模拟声学远场。该方法与传统的半经验方法相比,具有计算量小,计算精确,易于工程实现,可以计算非线性噪声。文中对比了URANS和DES 2种方法所算的气动噪声结果。在频域上计算了观测点处的声压级随斯托劳哈数和频率的变化,其结果与国外试验结果对比取得了较好的一致性。