<?xml version="1.0" encoding="utf-8"?>
<rss version="2.0" xmlns:atom="http://www.w3.org/2005/Atom" xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005">
<channel xmlns:cfi="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005/internal" cfi:lastdownloaderror="None">
<title cf:type="text"><![CDATA[《民用飞机设计与研究》 -->总体气动]]></title>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[基于DFR法的螺栓连接件疲劳性能研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210405]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[针对螺栓连接件在服役过程中易产生疲劳损伤的问题，采用有限元模拟、理论分析和试验测试相结合的方法探究试验件厚度以及螺栓连接间隙对构件疲劳性能的影响规律。有限元模拟结果表明，由于构件几何形状的不连续性以及螺栓连接间隙的存在使得连接件中的铝合金板孔边产生较为明显的应力集中现象，在循环载荷作用下易在该处萌生疲劳裂纹导致构件的损伤失效，而施加螺栓预紧力可以通过摩擦传载改善孔边的受力情况。在静力分析的基础上，采用有传载紧固件双剪接头结构细节疲劳额定值（DFR）理论计算方法估算不同类型试验件的DFR值。理论估算结果与通过双点法确定的试验件DFR值基本吻合，相对差异在10%以内，可以验证该理论方法有较好的工程适用性。分析结果表明，试验件的连接间隙会影响螺栓的受载情况，在拉伸过程中先发生接触的螺栓处有较大的应力集中，最终导致连接件的疲劳失效；当试验件的厚度增加，铝合金板所承受的附加弯矩增大，会影响孔边的应力分布，在一定程度上降低试验件的疲劳性能。试验件厚度和连接间隙对试验件疲劳性能的影响可通过应力集中系数来综合体现，试验件DFR值近似随应力集中系数呈线性降低。本工作的研究成果可为螺栓连接件疲劳性能研究提供参考。]]></description>
<pubDate>2022/1/7 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[陶雪菲，王瑞，高玉魁，黄甫，陈禹锡]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210405]]></guid><cfi:id>42</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用飞机静定和超静定吊挂与机翼连接设计研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210406]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[随着科学技术的迅速发展，我国民机事业迎来了发展的黄金期。为研究常见大型民用翼吊飞机吊挂的特点，以某型民用飞机的动力装置和机翼布置为限制条件，研究两种构型对飞机吊挂和机翼的影响。通过研究发现，静定吊挂传力路径清晰且不因某一处破坏而发生传力路径改变；超静定吊挂传力为多路传力模式，在发生一处破损后，传力路径会发生变化，载荷重新分配。通过有限元计算界面内力发现，在吊挂与机翼界面，超静定吊挂内力水平相比静定吊挂界面内力较大，对机翼局部设计影响较大。通过对比两种构型连接方式的界面传力和内力分析，为我国大型民用翼吊飞机吊挂结构的设计和研发提供参考。]]></description>
<pubDate>2022/1/7 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[万雨和，林森，谈志晶]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210406]]></guid><cfi:id>41</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用飞机舱门压力锁定机构设计研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210407]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[民用飞机增压舱门正常开启手柄力和不安全压力下开启手柄力有不同的要求，单纯依靠舱门开启机构设计很难同时满足正常开启和不安全压力开启的手柄操作力要求，为了满足适航条例要求并提高舱门的操纵性，有必要设计出可以在增压状态下锁定舱门完全关闭位置的压力锁定机构。给出了舱门压力锁定机构的设计要求，并针对两种不同类型增压舱门，分别分析了其机构特点，基于机构特性给出了两种不同类型压力锁定机构的设计思路，在此基础上，提供了“集成于增压预防门”和“锁定手柄”两种不同形式压力锁定机构，介绍其机构形式和机构组成，分析了机构运动过程和运动原理，机构可以满足设计要求，为民用飞机舱门压力锁定机构设计提供了参考，具有一定的推广价值。]]></description>
<pubDate>2022/1/7 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[马岩]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210407]]></guid><cfi:id>40</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[金属加筋壁板蒙皮有效宽度分析方法]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210408]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[民用飞机机身、机翼的壁板、气密框以及翼梁结构为典型的壁板加筋结构，在承受压缩载荷时需考虑成由蒙皮与筋条组成的复合剖面共同承载，其通常为中长柱，工程分析时常取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度。取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度存在着一定的保守性，介绍了Von Karman迭代分析方法、有限元分析方法及常用的工程分析方法。在加筋壁板结构的轴压承载能力计算中，蒙皮有效宽度的确定是较为关键的设计因素，对飞机机身、机翼结构效率的提高和重量控制至关重要。随着加工能力的提升，虽然部分壁板结构由组合式逐渐过渡到了整体机加形式，但所述方法仍有一定的借鉴意义，对目前国内外常用的金属加筋壁板有效宽度的工程分析方法进行了研究，并结合有限元分析对工程分析方法进行了验证。]]></description>
<pubDate>2022/1/7 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[宋子玲]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210408]]></guid><cfi:id>39</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[破损安全设计在民用飞机襟翼运动机构中的应用]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210409]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[后缘襟翼是现代民用飞机的关键增升装置，运动机构是其重要的支撑结构。根据后缘襟翼运动机构特点和损伤容限要求，提出了破损安全设计要求和不同类型的破损安全结构应用场景。基于裂纹扩展方法和主、副结构裂纹独立扩展的原则，给出了不同类型破损安全结构的裂纹扩展曲线、检查门槛值和重复检查间隔的确定方法；针对主流铰链襟翼和滑轨襟翼运动机构的传力和连接特点，从主、副结构的相对位置出发提出了同位结构和异位结构的分类方式，从结构特点出发提出了平板结构和铰链结构的分类方式，给出运动机构破损安全设计流程，并提出了典型富勒襟翼滑轨等待破损安全最小设计间隙确定方法，对民用飞机的研制具有重要意义。]]></description>
<pubDate>2022/1/7 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[袁坚锋，董萌，陈炎]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210409]]></guid><cfi:id>38</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[一种高升力系统卡位信号的算法设计]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210303]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[提出了一种高升力系统卡位信号的算法。用于将襟/缝翼控制手柄上的传感器信号转换成高升力系统计算机的命令卡位信号。本算法相较于传统的算法有两处改进，第一处是在手柄卡位信号的计算中增加了信号有效性的确认环节，可以避免当手柄短暂通过手柄卡位信号无效的区域时，产生无效的卡位信号，继而对后续的命令卡位信号计算造成影响。第二处是在命令卡位信号的计算中加入将两个计算机设为主备关系，并进行表决计算的算法环节，避免了传统算法中由于信号传输延时导致不同通道间输出的命令卡位不一致，从而导致襟/缝翼半速运动的现象发生。本算法可以使最终输出的四个通道的命令卡位信号正确且一致，并已通过实验验证其鲁棒性较强，对民用飞机高升力系统设计有一定的指导作用。]]></description>
<pubDate>2021/10/13 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[梅存浩]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210303]]></guid><cfi:id>37</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[飞机轮胎爆破喷流模式下管路的强度计算方法]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210304]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[飞机起落架作为飞机唯一的支撑结构，是不可或缺的飞机部件，而轮胎作为飞机起落架的重要部件，在飞机起飞、降落到滑跑过程中承受着巨大的冲击力和摩擦力，从而可能导致轮胎爆破的事故发生，也可能引起轮胎的空气喷流效应，导致其空气喷流效应影响范围内的液压管路破坏。而液压管路的破坏将会导致飞机液压能源系统和与之相关联的液压设备非正常工作，进而威胁飞机的飞行安全。在进行喷流模式下的液压管路的强度计算时，由于该模式下轮胎爆破产生的喷流是瞬间的、巨大的，因此计算其喷流载荷是非常困难的。针对该模式下提出一种喷流载荷拟合方法，并将拟合后的载荷加载到管路的有限元模型中，从而计算出液压管路的强度，为轮胎爆破下喷流模式的液压管路计算提供了工程实用的方法。]]></description>
<pubDate>2021/10/13 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[陈凯帆，马建]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210304]]></guid><cfi:id>36</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用飞机主动重心控制功能工程设计分析]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210305]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[为提高我国民用飞机实现主动重心控制功能的技术成熟度和工程实现的安全性，以主动重心控制功能原理为基础，参考国外典型飞机的设计方式，提出了主动重心控制功能应具备人工和自动两种控制方式，在一定的安全高度和系统状态条件下启动，并同时具有前向转输和后向转输的功能逻辑设计原则。在工程实现层面，构建了主动重心控制功能的系统架构，分析了典型飞机对座舱控制面板设计和显示告警等方面的考虑。在关键技术层面，分析了工程实现中可能遇到的燃油测量误差、飞机重心超限和控制器故障等问题，并提出了通过设置目标重心阈值和重心调节阈值、采用非相似的实时重心解算监控和允许重启并重新输入当前飞机重量重心等解决措施。相关结论可为我国民用飞机主动重心控制功能的工程设计提供参考。]]></description>
<pubDate>2021/10/13 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[张超，赵跃明，杨俊，薛峰]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210305]]></guid><cfi:id>35</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[基于模型检查的民用飞机飞控系统安全性评估]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210306]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[在以大型民机为代表的安全关键系统研制中，系统复杂度的提升极大地降低了依赖设计人员经验的传统安全性评估手段的效率与有效性，并带来了反复迭代困难等问题，基于模型的安全性评估方法（MBSA）能够显著降低研制过程的分析复杂度，提高安全性评估的工作效率。民机系统安全性评估指南ARP 4761A中也增加了MBSA相关的安全性评估工作。阐述了利用有限状态机与时态逻辑构建形式化安全性模型，开展安全性评估的基本原理，详细的分析过程及定义安全属性的方法，并以某民用飞机为对象，建立飞控系统副翼控制功能的SMV形式化模型，定义了副翼控制功能的形式化安全性需求，给出了基于形式模型的安全性属性验证评估案例，证明了基于形式化方法的安全性评估在民机系统安全性工作中的可行性。]]></description>
<pubDate>2021/10/13 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[范基坪，洪骥宇]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210306]]></guid><cfi:id>34</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[基于数值模拟的流场附面层边缘识别方法]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210107]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[附面层边缘通常取在速度达到主流速度0.99倍的位置，而复杂流场中主流流动往往并不均匀，给附面层边缘的准确识别造成了困难。为解决此问题，提出了用“参考主流”代替实际主流识别附面层边缘的方法：通过零剪切力滑移壁面边界条件下数值模拟得到不受附面层干扰的参考主流，在根据附面层定义确定附面层边缘时以该参考主流中的速度代替实际的主流速度。通过斜楔压缩和弯曲压缩两个超声速压缩流场对该识别方法进行了验证，所得到的斜楔压缩出口截面上附面层厚度与采用实际主流速度判断得到的厚度相对误差仅4.1%。根据该方法的识别结果对弯曲压缩型面设计进行附面层修正后，弯曲激波高度与无黏设计值之间的误差从修正前的2.0%降低至0.3%，压缩面末端压力的相对误差从修正前的6.6%降低至2.3%。该方法避免了指定主流速度的主观性，识别结果较为准确。]]></description>
<pubDate>2021/4/7 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[王磊，张堃元，司江涛，刘凯礼，蔡北京，杨心宇]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210107]]></guid><cfi:id>33</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[单通道窄体客机气动力设计技术分析]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210108]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[气动力设计是单通道窄体客机的重大关键技术，对飞机性能影响重大。初步梳理和简要分析窄体客机的气动力设计技术，主要方法是典型机型的实例研究和相关数据统计分析和对比，内容包括机翼气动力设计、增升装置、翼梢小翼、CFD技术应用等。机翼气动力设计分析部分首先概述设计重要性和要求；之后给出典型飞机机翼气动力设计实例及主要参数统计数据，包括翼型、平面形状、飞机性能参数等；列出机翼内段-翼根区域气动设计、短舱吊挂机翼一体化设计等设计研究课题并简析。增升装置部分首先分析设计难点和问题，之后统计分析波音737和A320各代机型的增升装置设计，包括前缘后缘增升装置类型和主要参数等。翼梢小翼部分给出融合式小翼、双羽小翼减阻数据和展向升力分布改善图。最后简要介绍了波音公司、空中客车公司和我国CFD技术发展应用情况。]]></description>
<pubDate>2021/4/7 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[赵长辉，宋凯，王猛，赵婷，任璐璐]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210108]]></guid><cfi:id>32</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[应急断离剪切销的双剪切破坏过程仿真研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210109]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[民用飞机吊挂应急断离剪切销需要在紧急情况下断开并使得吊挂或者发动机脱离机翼，避免飞机在紧急着陆时，吊挂结构因受到地面反弹而损坏机翼油箱，导致油箱漏油起火引发火灾。因此应急断离剪切销对于飞机紧急着陆状态下，飞机安全着陆起到了非常重要的作用。本文以不锈钢材料的应急断离剪切销为研究对象，通过试验方法对不锈钢材料的试件进行力学性能测试，根据测试结果建立了应急断离剪切销的弹塑性本构模型，依据本构模型开展了2种不同径厚比下的应急断离剪切销双剪仿真分析。分析结果表明，在双剪工况下，随着施加在剪切销上的载荷增加，应急断离剪切销上剪切应力在两侧不断增加；剪切销的内径越大，其破坏瞬间的剪切强度越大，且破坏位移越大。]]></description>
<pubDate>2021/4/7 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[谈志晶，林森]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210109]]></guid><cfi:id>31</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[复合材料机身框轴向压缩屈曲分析与研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210110]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[通过试验研究了复合材料机身框承受轴向压缩载荷下的失效模式，并与工程理论计算、有限元分析进行对比。试验研究的框构型包含“C”型框和“Z”型框，试验结果显示，复合材料机身框与蒙皮结构在承受沿框方向的轴向压缩载荷时，首先蒙皮发生局部屈曲；随着载荷的增大，框腹板和内缘也发生局部屈曲，最终导致整个框截面的破坏。对蒙皮局部屈曲采用两加载边简支、两侧边固支的层压平板屈曲工程分析方法，分析结果表明，工程理论计算与试验数据吻合良好，并且理论值具有保守性。对于框腹板及框内缘这类薄壁结构，其边界支持作用弱于简支，导致工程理论计算结果不保守。为了获得框腹板与框内缘更准确的局部屈曲结果，必须采用几何非线性有限元建模分析。]]></description>
<pubDate>2021/4/7 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[陆磊，许家宝，李洁玉]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210110]]></guid><cfi:id>30</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[EWIS支架装配变形及其承载分析]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210111]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[民用飞机EWIS系统支架遍布全机，在空间狭小的区域，考虑到装配和维修的要求，需采用单侧安装工艺，若支架装配时未固定好或操作不当，会导致支架承受安装力矩载荷，使支架结构产生塑性变形和残余应力，严重的会导致支架破坏。为了分析EWIS支架在安装力矩下的应力和变形情况，采用ABAQUS对典型标准支架进行有限元分析，考虑材料的非线性特性，得到了支架在不同安装力矩下的变形和应力情况，并对塑性变形后的支架继续承载进行了分析，对比分析支架塑性变形前后承载的应力，得出了变形对承载的影响。采用非线性有限元分析方法可对支架安装力矩的作用进行模拟，并计算结构产生塑性变形后承载的应力水平，为民用飞机EWIS支架的装配过程和塑性变形后的承载分析提供参考。]]></description>
<pubDate>2021/4/7 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[严文军]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20210111]]></guid><cfi:id>29</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用飞机ADHF构型升阻特性研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220405]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[<font>采用计算流体力学方法，针对伴随扰流板下偏铰链襟翼典型二维多段翼进行数值模拟，研究了扰流板下偏对小襟翼起飞构型多段翼气动升阻特性的影响。结果表明:在所研究范围内，1)固定扰流板偏度及缝道，增大襟翼偏度，可明显提升多段翼升力，并增加1.13V<sub>SR</sub>-1.25V<sub>SR</sub>升力范围内的阻力；2)固定襟翼位置，增加扰流板偏度，可产生机翼弯度增大与缝隙量减小两个效果；3)机翼弯度增大，可提升多段翼小迎角下的升力，但最大升力影响有限，弯度增加效应可明显降低1.13V<sub>SR</sub> ~1.25V<sub>SR</sub>升力范围内的阻力；4)在0.3%c~1.3%c范围内，减小缝隙量，各迎角下升力均随之下降，但减小缝隙量也可明显降低1.13V<sub>SR</sub>~1.25V<sub>SR</sub>升力范围内的阻力；5)固定襟翼，随着扰流板下偏，升力在小迎角下有所提升，进失速段呈现下降现象，而阻力在1.13V<sub>SR</sub>~1.25V<sub>SR</sub>升力范围内可明显降低。]]></description>
<pubDate>2023/1/14 10:23:53</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[刘苍松，刘沛清]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220405]]></guid><cfi:id>28</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用货机载重平衡控制方法研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220406]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[主要研究了民用货机的载重平衡控制方法。过去二十年，国内民航客改货机队规模大幅增加。由于货机的结构限制多、装载舱位多等特点，货机的载重平衡控制显得尤为重要。目前国内货机广泛使用基于EXCEL单机版电子舱单，为此对宽体货机电子舱单也进行了调查研究。基于航司日常运行实践，并结合民航规章的要求，介绍了货机的载重平衡控制方法。对于飞机重心包线削减需要考虑的因素进行了研究分析，包括货物装载的误差，机组的移动，燃油的重量与重心波动曲线等。给出了典型货机的燃油系统、纸质平衡图、电子舱单样例、操作限制以及发动机对飞机重心的影响等实际案例。文中末尾从装卸顺序，飞机重量文件管理，发动机等方面还研究了对飞机重心影响的其它因素。通过研究调查，增进对民航载重平衡相关领域业务的了解，并给相关专业人员提供一定价值的参考。]]></description>
<pubDate>2023/1/14 10:23:53</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[董航，黄菲]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220406]]></guid><cfi:id>27</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[基于模型的飞机地面减速系统架构设计方法]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220306]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[地面减速功能在飞机上的实现涉及多个系统,其综合系统架构具有很高的复杂性,多系统间的接口数量巨大且接口形式多样,多系统间的动态协同工作逻辑比较复杂。为了应对这种复杂性,提出了基于模型的系统架构设计方法,将SysML建模语言和面向对象的建模思想应用到飞机地面减速系统的架构设计和行为分析中,可以实现系统架构元素的统一定义和分解,以及多系统集成架构的统一接口定义和分析,同时可以实现系统静态架构和动态行为的协同设计;搭建了飞机级和系统级的架构模型和行为模型,实现了地面减速综合功能的分析和多系统集成架构的设计。实践表明,基于SysML的飞机地面减速综合系统架构设计方法可以有效应对多系统集成设计的复杂性,并提升集成设计的效率和质量。]]></description>
<pubDate>2022/10/11 22:29:33</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[康文文，李浩敏]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220306]]></guid><cfi:id>26</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用飞机增升构型前缘下垂参数影响分析]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220307]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[采用计算流体力学方法,针对基于典型二维多段翼型NACA0410设计的带前缘下垂构型的多段翼型进行数值模拟,研究了前缘下垂四种参数对多段翼升力特性的影响。在所研究的范围内,结果表明:1)在线性段,弦长增加与偏度增大对线性升力均有负面影响,但转轴高度与尾缘夹角对线性升力几乎没有影响;2)在近失速及失速段,弦长增加与尾缘夹角的提升,可明显提升升力;下垂偏度增加,以26°为界,小于该角度可提升升力,但大于该角度后,影响不再明显;随转轴高度下降,升力出现一定提升,但到2 mm后反而有所下降;前缘下垂尾缘夹角增大,可提升近失速段升力;3)四参数对升力影响主要体现在头部两段吸力峰的消长,设计中需综合考虑吸力峰特征,并加以应用。]]></description>
<pubDate>2022/10/11 22:29:33</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[罗佳茗，刘苍松，王祁旻，虞佳磊，马涂亮]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220307]]></guid><cfi:id>25</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用支线飞机失速特性优化中关于机翼上表面涡流发生器的研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220308]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[飞机在飞行过程中迎角超过临界值后,机翼上表面原本附着的气流开始发生大面积分离,此时升力系数随着迎角的增大反而下降,这种现象称作失速。当飞机失速时,操控会受到很大的影响,是一种危险的飞行状态。某民用支线飞机在试飞中发现失速特性主要受滚转失速的影响,在达到最大升力系数之前就出现了不可接受的失速特性,失速进入过程中,副翼操纵效率降低较快,快接近失速时飞机出现急剧的滚转。涡流发生器在民机中有广泛的应用,可以改善机翼的流动分离从而提高失速特性,并且有改动小、可行性高等优点。拟通过在机翼上表面安装涡流发生器的方法来改善某民用支线飞机的失速特性。利用数值计算等方法设计出涡流发生器的位置、高度、偏角以及数量等参数。通过低速高雷诺数风洞试验来验证涡流发生器的实际效果,最后得出几种效果可观的涡流发生器方案。]]></description>
<pubDate>2022/10/11 22:29:33</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[李秋捷，蒋晓莉，周星，钟园]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220308]]></guid><cfi:id>24</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民机冲压空气系统流动特性仿真研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220309]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[民机冲压空气系统通过机身蒙皮开口引入外界空气为飞机空调系统、辅助冷却系统和惰化系统提供合适压力与流量的冷源,其性能的优劣影响飞机的经济性与舒适性。冲压空气系统包括了进排气口、换热器、风扇和管路等部件,其内部的复杂流动特性决定了冷源流量在各个用户系统中的分配。为了在冲压空气系统的设计过程中根据各用户系统的需求完成合适的流量分配,需要通过冲压空气系统流动特性的三维仿真计算来获得。针对冲压空气同时受到机外环境和内部部件影响的特点,建立了机外远场和内部各部件仿真计算模型,通过CFD方法实现了冲压空气系统内部三维流动趋势的计算,获得了冲压空气系统流量分配结果和流道内的压力分布,为冲压空气系统的整体设计提供了参考。]]></description>
<pubDate>2022/10/11 22:29:33</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[杨艺菲，王赟，杨胜华，刘超]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220309]]></guid><cfi:id>23</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用飞机总压探头布局位置气动分析方法]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220205]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[民用飞机通过机载大气数据传感器测量飞机所处环境下的大气总压与静压，并计算空速。为研究民用飞机总压传感器布局位置的气动特性，采用CFD数值计算手段得到不同迎角和侧滑角工况下机头附近的流场，通过候选总压探头布局位置的局部气流角度和探头总压损失曲线获得不同工况下的总压损失和空速误差。当局部角度曲线斜率低且各曲线聚集时，是总压探头的理想最优布局位置，探头局部气流角对迎角和侧滑角均不敏感，能同时保证横向和纵向气动特性最优；通过探头位置的局部气流角度并结合风洞试验获得的总压损失系数分布曲线进行总压损失预估，该方法对总压损失的预测准确有效,预测精度满足要求，可用来进行空速误差估算；总压探头布局位置的选取需结合民用飞机实际运行的侧滑角/迎角包线综合判断。]]></description>
<pubDate>2022/7/25 22:48:42</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[管健，方阳，杨慧，蔡北京]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220205]]></guid><cfi:id>22</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[大型客机缝翼滑轨系统气动噪声数值研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220206]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[采用非定常DDES方法研究了缝翼滑轨系统的时均流动特性和瞬态流动特性，并进一步采用FW-H方法对其远场气动噪声特性进行了评估分析。计算结果表明：1)相比无轨无舱构型，有轨无舱构型在滑轨根部上方出现了流场强脉动区。有轨有舱构型则进一步在滑轨舱内和主翼上翼面出现了更大的流场强脉动区；2)滑轨周围出现了类似方柱绕流的弦向涡对结构，并沿着机翼弦向不断扩张，而后受到滑轨舱空腔壁面的限制和挤压，最终破碎为大量的小涡并耗散消失；3)在展向对称面上，无轨无舱构型接近于典型的偶极子噪声；有轨无舱构型也接近于偶极子噪声，其主轴方向稍沿顺时针转动；有轨有舱构型则表现出非对称性；4)在270°方位角，滑轨和滑轨舱带来的总声压级增量分别为7 dB左右和2 dB左右。]]></description>
<pubDate>2022/7/25 22:48:42</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[王勤超，李伟鹏，司江涛，王文虎]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20220206]]></guid><cfi:id>21</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[基于数字模型的民用飞机布置关键过程验证方法]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230405]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[大型民用飞机的设计研发是一个复杂、庞大的系统工程，随着工业制造逐步向数字化、信息化转型，采用数字化技术开展飞机布置方案设计和验证尤为重要。通过飞机布置过程的关键场景识别分割，捕获各场景仿真需求；基于数字样机模型，运用软硬件结合的设计验证协同仿真平台，提出关键运动件布置、安全性辅助分析、人为因素评估、拆装通道规划和外部布置等关键过程的仿真验证方法。通过仿真案例应用，验证了“边设计、边验证”方法能为民用飞机方案设计与评估提供新的思路和方向。]]></description>
<pubDate>2024/1/17 10:54:11</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[张璨]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230405]]></guid><cfi:id>20</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用飞机地面方向控制架构综述]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230305]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[地面方向控制是飞机一项重要的综合性功能，在设计过程中需要从飞机顶层出发开展架构设计，其架构的优劣直接影响到飞机的竞争力和安全性。首先，开展地面方向控制功能运行场景分析，该功能一般在推出/牵引和启动、滑出、起飞、着陆和滑入阶段运行，在不同的场景所采用的地面方向控制方式不同。其次，对比分析波音737、A320、波音787及A350四款主流机型的地面方向控制架构，发现A350在控制方式上与其他机型有较大不同，新增刹车踏板控制前轮转弯、刹车踏板控制方向舵、转弯手轮控制差动刹车、脚蹬控制差动刹车的控制方式。之后，分析民用飞机地面方向控制架构设计要点，认为在地面方向控制架构设计过程中应重点考虑脚蹬卡阻/失效及方向舵卡阻/失效场景，使设计结果满足适航要求。最后，对3种地面方向控制方式进行了权衡分析，并给定了一种推荐的地面方向控制方式。]]></description>
<pubDate>2023/10/17 8:34:30</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[王永杰，汤超，张莘艾，杨鹏]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230305]]></guid><cfi:id>19</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[某机巡航构型下积冰后的翼面流场特点与风险管控]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230306]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[为确定某涡桨飞机巡航构型下积冰后的风险管控对策，从翼面流场特点入手，分析了有关风险，提出了具体对策。结果表明：受螺旋桨滑流及翼型的影响，该机两侧机翼积冰与气流分离不对称，是一个不容忽视的重要特点，进而导致右翼升力减小及右副翼效率下降，飞机持续右滚、下俯，高度急剧下降；而有关资料未考虑此特点，对积冰后的现象及处置描述不够完善，容易引起飞行员错误处置，风险很高。对策包括：高度重视在积冰区飞行时的风险管控；必须在积冰区飞行时，根据飞行高度、重量，按照相关原则选择速度，正确使用调整片，必要时做适当的机动；一旦飞机异常右滚，驾驶杆意外右偏，应先减小攻角、改平坡度，再拉杆退出俯冲；力戒本能地在大攻角下压杆，带着坡度拉杆等错误动作；避免大的侧滑角和平尾负攻角。应通过进一步研究、论证，完善技术资料中有关表述。]]></description>
<pubDate>2023/10/17 8:34:30</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[费景荣，才志超，丁祥]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230306]]></guid><cfi:id>18</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[涡轮螺旋桨飞机单发自转状态的运动分析]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230307]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[多发涡轮螺旋桨飞机单发停车，螺旋桨进入自转状态产生负拉力，这一特情必将危及飞行安全。首先说明螺旋桨自转工作状态，负拉力产生机理和随飞行速度的变化规律；然后分析螺旋桨不同工作状态下，滑流对机翼升阻力的影响，并应用螺旋桨载荷系数推算两翼升阻力差及横航向力矩，以此解决此种状态气动数据资料的不足问题；在此基础上，建立飞机全量动力学方程，根据实际舵面输入，仿真解算飞机的动态响应过程，与实际飞参数据进行对比；最后讨论分析得到此种特情影响飞行安全的主要因素是机翼升阻力差引起的横航向力矩和副翼效能减小等。研究结果对涡轮螺旋桨飞机设计阶段尽量避免特情发生和飞行阶段合理处置特情，保障安全具有借鉴意义。]]></description>
<pubDate>2023/10/17 8:34:30</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[徐彦军，王瑞]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230307]]></guid><cfi:id>17</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[机翼扭转和副翼偏转横滚操纵比较研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230205]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[机翼扭转和经典副翼后缘偏转都是未来可能的智能机翼横滚操纵方案。 采用 Fluent 仿真软件对扭转式机翼与经典副翼构型机翼进行了对比研究,主要分析两者在升阻性能、横滚操纵力矩、压力分布等方面的差异和特征规律,得到了扭转变形机翼相对副翼舵面的横滚操纵当量作用和气动优势。 所设计的机翼方案由于扭转式机翼横滚操纵的机翼变形连续性以及所需扭转角度较小,易于保持流场的附着和稳定,所以达到相同横滚力矩系数,扭转式机翼所需扭转角度为副翼偏转角度的 30% ~ 50% 左右,并且升阻比显著优于副翼式机翼,而且随着操纵角度增大优势更加明显,在大舵角操纵时扭转式机翼升阻比超过副翼式机翼约一倍。]]></description>
<pubDate>2023/6/20 9:27:16</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[陈显仕，李军]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230205]]></guid><cfi:id>16</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[基于Star-CCM+二次开发的飞机外流场数值模拟]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230206]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[为了在飞机气动外形设计中获得较为理想的气动性能,必须经过多次的几何建模、模型优化、网格划分、CFD 流场数值模拟以及数据采集与分析等过程,其过程耗时耗力且易出错。 以 DLR-F6 翼身组合体为例,基于 Star-CCM+软件对飞机外流场数值模拟流程进行二次开发,并给出了部分功能的关键代码。 二次开发程序包括以下主要功能:模型导入以及几何处理、 网格划分、物理模型选择、边界条件设置、监测点以及监测面设置、计算参数设置以及计算结果查看等等。 研究结果表明,使用 Star-CCM+二次开发的方法可使飞机外流场的数值模拟按照规范而简单的流程进行,实现一键设置,提高飞机外流场数值模拟的工作效率,保证计算精度以及迭代计算结果的一致性,避免了模拟过程中的遗漏或错误。]]></description>
<pubDate>2023/6/20 9:27:16</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[方莹，李泽伟，李志茂，刘超，裴后举]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230206]]></guid><cfi:id>15</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[实现互换性的大间隙翼身整流罩面板设计]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230207]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[结构互换性不仅影响飞机的维护性和运营性,对降低制造成本和总装周期也起到至关重要的作用。 翼身整流罩位于机身-机翼对接区,界面复杂,某机型翼身整流罩结构的装配长达数月。 实现整流罩面板的互换可以大大降低在总装线上的装配工作,提高装配效率。 为了不过度提高制造成本,需寻求一种工程可接受的设计补偿。 通过强度试验研究大间隙配合对连接承载能力的影响。 试验结果表明,相比一般间隙配合,大间隙配合的连接强度和刚度稍有降低,失效模式一致,均为紧固件拉脱。 基于试验结果,提出一种大间隙配合的整流罩面板连接设计可以实现面板互换,为翼身整流罩设计提供参考。]]></description>
<pubDate>2023/6/20 9:27:16</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[王小峰，杜瑞，李维娜]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230207]]></guid><cfi:id>14</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民机气源系统风扇进气入口气动外形设计方法]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230208]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[民用飞机气源系统风扇进气入口作为冷边引气的关键部件,其气动外形设计的优劣直接影响到发动引气系统的性能。 总结了风扇进气入口的设计流程,采用参数化设计、三维流体力学仿真评估和风洞试验的步骤,实现了设计闭环。 梳理了设计要求和设计点选取原则,确定了主要设计要素的理论计算方法,开发了一套参数化设计的程序,并通过仿真和试验的方法对设计结果进行了验证。 对后续型号设计提供了指导和参考,提高了设计效率。]]></description>
<pubDate>2023/6/20 9:27:16</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[司文飞，黄晓聃，朱禹]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230208]]></guid><cfi:id>13</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[襟翼气动载荷测量方法优化]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230105]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[襟翼是飞机的重要增升翼面。 为获取准确的襟翼气动载荷,需要在襟翼上布置测压孔并进行风洞试验。 基于 CFD 仿真结果分析了某型襟翼压力分布规律,并基于此优化该型飞机襟翼的低速风洞试验测压孔布置方案,研究了不同插值方法对垂向力和铰链轴力矩测量结果准确性的影响。 结果表明,靠近前缘处压力非线性较强,弦向比例 0. 15 ~ 0. 3,0. 3 ~ 0. 5,0. 5 ~ 0. 8,0. 8 ~ 1 接近分段线性分布;对该型襟翼可取弦向比例为 0. 04,0. 07,0. 15,0. 3,0. 5,0. 8 来布置测压孔;对压力分布进行分段线性插值得到的垂向力及铰链轴力矩测量误差不高于- 13% ;用三次样条插值方法的误差不超过- 6% ,明显小于前者。 提出的测压孔布置方案可显著提高襟翼低速风洞试验气动载荷测量准确性,在襟翼风洞测压试验设计及气动载荷测量领域具有一定的参考意义。]]></description>
<pubDate>2023/4/18 16:13:19</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[何超杰，黄勇]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230105]]></guid><cfi:id>12</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[大型飞机增升装置关节轴承摩擦特性试验研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230106]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[为对民机增升装置关节轴承的摩擦特性进行研究,提出了一款关节轴承摩擦性能测试装置,介绍了试验装置的结构特点和摩擦力矩测量原理。 试验采用了一款与增升装置使用的关节轴承结构形式相近的自润滑关节轴承,通过试验装置测试了自润滑关节轴承的启动摩擦力矩,并对不同转速、摆角和径向载荷下不同型号自润滑关节轴承的摩擦力矩进行测试,分析了这些因素对自润滑关节轴承摩擦性能的影响。 研究结果表明,低速范围内转速对自润滑关节轴承摩擦性能的影响不大, 等效摩擦系数随着载荷增大而减小,随着摆角、轴承尺寸增大而增大。]]></description>
<pubDate>2023/4/18 16:13:19</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[郁思佳，朱恩，姚学锋]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230106]]></guid><cfi:id>11</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[戽斗式反推力装置气动特性数值仿真研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230107]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[在发动机短舱系统上设计反推力装置是民用飞机减小着陆滑跑距离、减轻起落架刹车系统负担的重要手段,对于主体不易更改的发动机而言,戽斗式反推力装置具有原理简单、实施方便等优点,是较好的设计选择形式。 戽斗包角是此类反推力装置设计中的重要参数,对反推性能有较大影响。 为了全面研究不同戽斗包角对反推性能的影响规律,基于某型涡轮风扇发动机设计了戽斗式反推力装置初步方案,并对反推力装置工作时的流场分布进行了数值仿真研究,着重分析了反推力及反推效率的变化情况。 研究结果表明:在所研究的角度范围内,随着戽斗包角逐渐增大,反推力及反推效率先增大后减小,包角为 110°时,反推效率最高;但是,在接近于停机状态的小速度条件下,戽斗包角相对较小时,反向排气流会被大量吸入进气道内,从而影响发动机的正常工作;通过对比不同方案的计算结果,给出了戽斗包角的设计建议值,可为反推力装置的详细设计及后续工程应用提供参考。]]></description>
<pubDate>2023/4/18 16:13:19</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[肖毅，马经忠，胡志东，曾平君，孙中海]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20230107]]></guid><cfi:id>10</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民机机头系统脉动生产线设计与仿真]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240304]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[飞机机头模块化交付要求其在结构件装配后进行系统件装配，目前装配车间普遍采用单一固定站位模式对机头系统件进行装配，生产效率低且交付周期长。为满足日益增长的飞机机头产能需求，以某民机机头的系统件集成装配为研究对象，根据串并行约束划分其装配流程与站位，确定脉动节拍，然后基于系统化布置设计（systematic layout planning，简称SLP）分析方法对脉动车间布局进行规划，最后使用FlexSim软件对现有生产线与脉动生产线分布进行仿真分析，结果表明应用脉动生产线生产效率得到显著提升，为脉动生产线在机头系统集成装配中的具体实施提供了支持。]]></description>
<pubDate>2024/11/2 19:16:42</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[黄钰琪，李波，陈小云，晋江伟，庄期能]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240304]]></guid><cfi:id>9</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[地面模拟高度导致辅助动力装置停车及限制]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240305]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[在进行大气数据计算系统的功能测试任务时，某型飞机在地面模拟空中高度并使用辅助动力装置（APU）供电的过程中，APU出现了熄火停车的现象。通过对APU的系统构造、控制系统原理、供油过程以及燃烧室的燃烧机理进行深入分析，确定了APU熄火的原因：尽管APU实际位于地面高度，但它错误地接收到了代表空中高度的信号。这导致APU在燃油调节控制过程中减少了燃油供给，以适应错误认为的“高空稀薄”空气。由于此时APU对燃油的实际需求量超过了供给量，APU因供油不足而转速下降，并触发了欠速保护机制，最终导致熄火停车。同时，分析了该现象可能对APU和飞机造成的影响。基于这些影响，建议在未来使用APU时，应从飞机端引入环境参数，并关注APU的使用限制。这样做可以防止在模拟高度与地面实际高度不一致的情况下，APU再次出现熄火停车的现象，从而降低对飞机设备造成损坏的风险，并有助于提高APU的使用寿命。]]></description>
<pubDate>2024/11/2 19:16:42</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[马扬，李彦双，顾程，薛伟伟]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240305]]></guid><cfi:id>8</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民机舱门过中心锁机构的传感器虚告警可靠性分析]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240306]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[基于适航条款对舱门的安全性要求，舱门普遍采用锁机构与锁传感器来实现锁定和指示功能。由于锁机构上锁、解锁状态与锁传感器激活、不激活状态存在偏差，导致传感器可能虚告警。分析了过中心锁机构的锁定原理，考虑锁机构过中心后过度运动导致的解锁风险，确定了过中心锁机构上锁、解锁的临界位置。针对典型的接近传感器，阐明了感应原理，考虑标靶与传感器的安装位置、制造及装配误差等因素，识别了传感器的确定激活区、确定不激活区的位置划分。通过对比分析，建立了由于机构导致的锁传感器虚告警可靠性分析模型，形成了可靠性分析方法。以某型民机舱门过中心锁机构的传感器为例，评估了由于机构导致传感器虚告警的失效概率，并对虚告警的可靠性提出了优化建议。结果表明：通过锁机构设计优化或者提高机构的制造、装配精度，同时综合权衡传感器误示上锁到位的风险，能有效提高舱门指示的可靠性，为舱门指示功能的设计提供参考。]]></description>
<pubDate>2024/11/2 19:16:42</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[徐锦锦，吴绍庭，王帅强，朱铮铮]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240306]]></guid><cfi:id>7</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用飞机飞行中推力确定研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240205]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[确定飞行中发动机安装推力对飞机性能计算、发动机推力管理、经济性评价等具有重要意义。飞行中推力无法直接测量，需要在动力装置内部适当位置安装传感器测量性能参数，计算得出飞行中推力。研究了民用飞机动力装置飞行中推力确定方法，给出发动机安装净推力公式。介绍了推力计算的流程，利用某大涵道比涡扇发动机性能试飞数据，计算了该动力装置的安装净推力，并与参考值进行了对比分析，可为民用飞机型号设计提供参考。]]></description>
<pubDate>2024/7/1 19:57:55</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[王涛，刘燚，米毅，滕金芳]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240205]]></guid><cfi:id>6</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[基于GPU的分布式并行CFD计算方法]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240206]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[计算流体力学（computational fluid dynamic，简称CFD）是一种通过数值求解控制方程来模拟流体的流动和热传导的方法。在民用飞机设计中，CFD被广泛应用于翼型设计优化、风洞试验验证、全机气动布局优化和燃油消耗评估等领域。这些问题涉及复杂的湍流、反应流和多相流，涉及到大网格量级计算和大批量状态计算，因此需要大量的计算资源。为了提高计算效率，提出了一种基于图形处理单元（graphic processing unit，简称GPU）的分布式并行计算方法。该方法利用统一计算设备架构（compute unified device architecture，简称CUDA）和消息传递接口技术（message passing interface，简称MPI），在GPU上进行并行计算，并使用MPI在多GPU之间进行通信。该方法实现了计算任务和数据传输的并行化，并进行了多流并行优化和非阻塞通信优化，实现了GPU之间的负载均衡。同时将该方法应用于超音速平板流这个典型的CFD案例中，与CPU串行计算相比，单GPU获取了204倍的加速比，4GPU实现了近640倍的加速比，两节点8GPU获得了900倍以上的加速比。这表明该方法具有较好的并行效率和计算性能，在一定程度上解决了CFD应用的计算资源需求问题。]]></description>
<pubDate>2024/7/1 19:57:55</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[丁一丹，吴之南，范志君，潘雅欣，汪龙飞]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240206]]></guid><cfi:id>5</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[新型动力轻型飞机飞行性能仿真评估]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240207]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[为评估新型动力轻型飞机的飞行安全性，基于民用航空器适航审定理念和方法，选取飞行关键的阶段，应用MATLAB软件模拟该型飞机起飞地面滑跑和起飞爬升性能，计算滑跑距离和爬升率。结果表明混合动力型轻型飞机的起飞地面滑跑距离缩短了10%，爬升性能提高了22%，同时混合动力型飞机对起飞机场的高度和温度环境适应能力也明显提升。该方法可作为混合动力轻型飞机适航审定中验证符合中国民航CCAR-23-R4规章第23.2115条款“起飞性能”和第23.2120条款“爬升”要求的一种方法。]]></description>
<pubDate>2024/7/1 19:57:55</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[闫锋，肖成军]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240207]]></guid><cfi:id>4</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[基于蚁群算法的民用飞机设备架智能布置设计研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240208]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[传统的基于流程的民用飞机设备架总体设计工作，需要设计师借助结构和系统数字样机经过反复协调迭代形成设备架布置方案，严重依赖于设计师的工程经验，方案迭代速度慢且方案的优劣评价较难量化，这对飞机研制周期和整机经济性都有较大的影响。本文对蚁群算法状态转移规则、搜索路径优化、信息素更新等开展研究，完成设备架智能位置规划算法设计；并基于React组件化优势，完成设备架智能布置可视化开发；最后将设备架智能布置算法和前端UI结合，完成民用飞机设备架智能布置系统V1版本的研究设计，设计师可在操作页面一键运行算法，设备架布置方案计算完成后自动在页面展示，也可根据设计需要将计算结果导入CATIA开展数字样机设计。]]></description>
<pubDate>2024/7/1 19:57:55</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[腾杨刚，张海洋，葛桂林，侯严庭]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240208]]></guid><cfi:id>3</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用飞机非包容性转子失效模型研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240104]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[服役经验表明，由于各种复杂因素，航空发动机和辅助动力装置非包容性转子失效仍会发生。为了分析发动机和辅助动力装置非包容性转子失效给飞机带来的危害，结合咨询通告AC20-128A的要求以及飞机设计的工程经验，开展了不同类型的转子失效模型设计研究。首先介绍了不同类型的碎片定义，其次根据不同的设计要求以及适应场景对转子失效模型进行了定义与分类，最后对不同的转子失效模型的构建方法、设计要点及应用进行了阐述，对于民用飞机发动机和辅助动力装置非包容性转子失效模型的设计与工程应用具有一定的指导意义。]]></description>
<pubDate>2024/4/11 11:41:09</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[金徐涛，田瑞娜，王勤超，陈裕]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240104]]></guid><cfi:id>2</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
<item>
<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[PCI总线空间配置原理及具体实现]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240105]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[PCI总线属于处理器系统的局部总线范畴，作为系统总线的延伸，PCI总线的主要目的是为了连接处理器与外部设备。自从PCI总线规范提出以后，迅速得到了广大厂商的认可与推广，进而在处理器体系结构中始终占据着重要的位置。从软件使用的角度来看，PCI总线的空间配置属于一项重要内容。通过分析PCI总线空间配置的基本原理，并且结合PPC处理器架构下PCI设备空间配置的具体要求，详细介绍了软件使用层面的PCI配置原理及技术实现细节，并且给出了相关的示例代码。]]></description>
<pubDate>2024/4/11 11:41:09</pubDate>
<category><![CDATA[总体气动]]></category>
<author><![CDATA[王宁，王珍珍，崔西宁]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20240105]]></guid><cfi:id>1</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
</channel>
</rss>