考虑气动弹性影响的机翼复杂气动外形设计研究

根据气动-结构一体化设计思想,结合机翼在真实飞行条件下受到气动载荷产生弹性变形的问题,进行了一种考虑静气动弹性影响的复杂机翼气动外形反设计方法研究.气动载荷及机翼结构弹性变形由基于非结构网格的三维Euler方程耦合结构力学平衡方程求解得到;用Takanashi余量修正方法作为机翼反设计方法,进行"复杂机翼气动弹性分析-简单光滑机翼反设计"循环迭代设计.以某型带有挂架及翼梢小翼的支线飞机大展弦比机翼作为设计算例,设计结果表明发展的设计方法是可行的,具有很高的工程实践意义和实用性.     

某轻型飞机机身外形气动优化研究

对某轻型飞机机身进行局部修形,并应用CFD软件进行仿真计算,对比分析两种外形的纵向气动特性,发现修形改善了机翼周围流场,降低了机身底部阻力,全机的纵向气动特性有小幅提高.     

飞机机翼壁板紧固孔细节原始疲劳质量评估

为验证某飞机机翼下壁板紧固孔细节原始疲劳质量是否满足设计要求,建立了评估其原始疲劳质量的有效方法。首先完成了螺栓连接试验件的疲劳试验及疲劳断口判读,建立了3种不同应力水平下的裂纹萌生时间分布,并在此基础上获得通用当量初始缺陷尺寸分布;提出一种可靠度为95%的细节疲劳寿命预测方法,基于经济寿命准则,实现对紧固孔细节的原始疲劳质量评估;最后使用此方法与基于满足双95%要求的EIFS值对飞机机翼下壁板紧固孔原始疲劳质量进行了评估,结果表明,该飞机机翼下壁板紧固孔细节原始疲劳质量满足设计要求。     

三维机翼的型架外形设计研究

采用三维N－S方程为控制方程，计算机翼所受的气动力与静气动弹性平衡方程耦合求解，在研究机 静气动弹性规律的基础上，对机翼进行型架外形设计，使之在飞行中满足飞机设计气动外形的要求，并以一后掠机翼为算例，计算结果与有关献相吻合。     

飞机机翼疲劳断裂过程的有限元分析

重点研究了飞机机翼的疲劳与断裂问题.对机翼疲劳裂纹扩展进行了理论分析.介绍了疲劳断裂过程有限元模拟的几种方法,运用有限元分析软件ABAQUS.对飞机机翼疲劳断裂过程进行了有限元分析,结果表明,在加载条件下,飞机机翼发生疲劳断裂的最危险部位位于机翼根部.     

复合材料连翼的气动弹性剪裁研究

提出了同时考虑静强度和颤振速度约束的混合约束剪裁方法,以矩形悬臂复合材料层板机翼的算例验证了该方法的有效性.应用MSC/NASTRAN软件的气弹优化模块,对一个真实的复合材料连翼结构,采用分步实现的策略进行了连翼在颤振/发散速度约束下的气动弹性剪裁.结果表明,文中方法可以在满足最小重量要求的同时,满足连翼飞机静强度和颤振/发散速度设计要求.     

飞机数字化装配机翼姿态评价及调整方法

为了解决飞机数字化装配中翼身交点位置准确度和机翼水平测量点高度准确度评价依据不一致的问题,提出基于分步求解策略的机翼姿态评价及调整方法.根据翼身交点孔的测量数据计算并调整机翼姿态以满足交点的位置要求,以交点精加工余量计算机翼姿态所允许的调整范围.在满足水平测量点高差要求的前提下,计算所需调整的最小角度.为了验证该算法的有效性,开发相关的软件功能模块,已成功应用于某型飞机机翼姿态的评估和调整.     

亏损系统模态控制设计及其在机翼颤振控制中的应用

讨论了亏损系统模态控制的设计方法,并将其应用在飞机机翼颤振的控制问题中.结果表明在一定条件下,机翼的动态特性具有亏损性质,并且亏损模态可能是不可控制的,单输入控制不能稳定不可控制模态.为了稳定不可控制模态必须引入多输入控制.     

低噪音三角翼飞机

美英两国科学家向外界展示了一种新型环保客机的概念设计，这种三角翼飞机最大的优点是低噪音。这种名为SAX-40概念机，由于采用了多种静音新技术，起降音量只有63分贝；由于采用了翼身融合设计——机翼和机体成为统一的整体．用整体三角翼和无尾翼设计取代了传统的圆柱机身加机翼组合．大三角翼能提供更多升力，飞机因此可以在较低速度下起降．从而降低噪音。     

支线客机——“新舟60”

“新舟６０”飞机是新一代支线客机，是我国首次严格按照国际现行标准和我国最新适航要求进行设计、生产、试飞验证的飞机，具有良好的安全性、舒适性、经济性和可维护性。“新舟６０”飞机在机体结构和内装饰设计上达到了当代世界同类支线飞机的先进水平。项目单位：西安飞机工业（集团）有限责任公司联系电话：（０２９）６８４４４９８联系人：段宝亮支线客机——“新舟60”     

基于扩展可靠性的全局灵敏度分析

文章采用自适应核密度估计和正交多项式拟合方法近似估算样本的概率密度函数,建立了基于自适应核密度估计、正交多项式拟合和扩展可靠性的全局灵敏度求解方法.文中在给出所提方法的思路和实现步骤后,采用数值和工程算例对所建立的方法与现有的基于有限混合密度估计、最大熵密度估计的方法进行了比较,结果表明:基于最大熵和基于正交多项式拟合的方法具有较好的计算稳定性.     

高频脉冲爆震火箭发动机的试验研究

文章采取了一些提高脉冲爆震火箭发动机工作频率的措施,并在脉冲爆震火箭发动机模型上进行了一系列试验研究。试验中对脉冲爆震火箭发动机模型的推力和沿程压力进行了测量,为了提高推力测量的准确性,该研究对推力测量系统进行原位校准。试验结果表明,该模型的工作频率能够达到40 Hz,校准后的推力测量结果接近理论推力。工作频率为35 Hz时,爆震压力峰值超过3.4MPa,该模型校准后的时均推力为43.9 N。工作频率为40 Hz时,爆震压力峰值3.2 MPa,该模型校准后的时均推力为50 N。     

航空发动机轴承腔含油滴油气两相介质的流动模拟

航空发动机轴承腔设计正确性不仅影响到发动机转子的力学性能和工作寿命,而且影响到发动机二次空气流动系统的效率。轴承腔中油气两相介质共存的复杂状态使得轴承腔润滑设计和热分析十分困难,并因此影响发动机润滑系统和二次空气流动系统设计准确性。针对较宽结构和工况范围内出现的轴承腔中油膜、油滴和空气共存的流动形态,文章基于CFX商业软件平台进行了轴承腔润滑介质流动状态数值模拟,探讨了轴承腔结构和工况对腔中介质流动性态和参数的影响,揭示了若干工况条件下的润滑介质压力和速度的分布规律。研究有助于轴承腔油气两相流动物理本质的深入理解,亦为航空发动机轴承腔设计中的工程基础数据和参数获得,提供了手段和途径。     

射流噪声抑制的数值方法——共轴射流的研究

由于喷气飞机中发动机产生的气动噪声是飞行时的主要噪音之一,因此射流噪声的研究具有重要的意义。文章结合CFD技术与气动噪声时域理论求解共轴喷管的射流噪声。首先采用雷诺平均N-S方程求解器对射流的三维流场进行了数值模拟。通过数值模拟,得到了共轴喷管马赫数为0.75的流场特性。然后结合lighthill声比拟理论研究了流场产生的气动噪声。结果发现,由于次级流对主流的影响,导致射流流场结构改变,剪切层内的大尺度涡减小,与常规单喷管射流噪声相比共轴射流有所改善,特别是在高频段喷流噪声有明显减小。     

柔性翼微型飞行器试验样机研究

柔性翼微型飞行器是目前微型飞行器的重要发展方向，但是在总体、气动分析与实验等方面面临较大困难。通过对柔性翼微型飞行器试验样机的研制试飞和相关气动分析与试验，研究了解决柔性翼微型飞行器的气动性能、飞行性能与操纵稳定性的思路与方法。试验样机的研制试飞与相关风洞试验表明柔性翼微型飞行器具有飞行稳定，操纵反应适当和失速特性好等优点。     

基于偏斜数据流分类的入侵检测方法

入侵检测数据流具有偏斜分布以及概念漂移的特点,其样本无法准确反映整个空间的数据分布,分类器容易被大类淹没而忽略小类,使得检测正确率不高,对此,文中提出了一种单分类器集成的入侵检测方法,该方法在使用k-means聚类算法调整数据分布的基础上,用区间估计结合AUC的值检查概念漂移并更新分类器.实验结果表明,在处理偏斜数据流上优于均值、乘法规则、最大值三种分类处理方法,并具有较高的入侵检测率.     

基于近邻保留PNMF特征提取的高光谱图像分类

通过对投影非负矩阵分解(PNMF)增加近邻保留假设,提出了一种新的高光谱图像线性特征提取方法———近邻保留投影非负矩阵分解(NPPNMF)。NPPNMF保留了高光谱数据在低维特征空间中的局部几何结构,克服了PNMF基于Euclidean的缺点。根据在构造k近邻图时是否使用训练样本的类标签信息决定了NPPNMF既可以是无监督的特征提取方法,也可以是有监督的特征提取方法,从而提高了PNMF算法的鉴别力。理论证明和高光谱图像数据的分类结果表明了该方法的有效性及应用潜力。     

基于面搭接多重网格技术的全机增升装置绕流数值模拟

文章在多块结构化框架下,采用面积加权平均的方法进行通量守恒传递,并成功地应用于存在"剪刀差"的全机增升装置复杂外形绕流N-S方程数值分析。通过对某民机全机低速构形所进行的气动力数值分析,计算结果与风洞实验结果吻合良好,表明该方法可以比较好地模拟如此复杂外形的流动细节,从而验证了文中所采用的面搭接多重网格技术、网格生成策略及流场计算方法的有效性。     

基于边缘特征的伪造图像盲检测算法

文章针对伪造图像中常用的羽化操作,提出了一种基于边缘特征的检测伪造图像的方法.首先介绍了羽化操作模型,然后定义了象素的方向特征,并将梯度的概念应用到彩色图像中,最后结合象素的方向特征相容度和梯度方向角相容度,定位出图像的伪造区域.实验证明,该算法可以很好地检测出图像的真伪.     

单束激光连续超声波空气流动速度测量方法

文章提出了一种新型单束激光-连续超声波空气流动速度测量方法.该方法利用连续超声波在运动空气流场中传播时,超声波传播速度音速与空气运动速度叠加的物理现象,采用激光-超声干涉原理,通过测量波长变化,实现对空气流动速度的测量.建立了试验验证系统,通过测量静止流场中的音速与均匀流场的速度,验证了该方法原理的正确性和技术可行性.该方法对流动现象不产生任何干扰与改变;不存在流动速度方向判别以及信号失真、丢失与辨别等复杂测量技术问题; 可直接测量流场中任意一点瞬时速度;具有测量精度高、数据处理简单、成本小、造价低、操作简便等优点;易于实现"阵排列激光-超声测量技术",有望进行多个截面的速度测量以及非定常流场测量,适用于研究集中涡、二次涡、不规则分离等多种复杂流动现象.