检索结果-内蒙古大学图书馆

航空学报 2023年第11期44卷 47-59页

作者：王跃宋文萍宋敏华韩忠华张彦军雷武涛西北工业大学航空学院翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室西安710072 航空工业第一飞机设计研究院西安710089

以某双发涡桨飞机为对象,采用精细化笛卡尔网格与混合RANS/LES数值模拟,结合FW-H方程的声类比方法,对某涡桨飞机的有动力降落构型和无动力降落构型(均为1/6缩比模型)开展气动噪声预测与对比研究。通过对比分析近场流动结构、机身表面压... 详细信息

以某双发涡桨飞机为对象,采用精细化笛卡尔网格与混合RANS/LES数值模拟,结合FW-H方程的声类比方法,对某涡桨飞机的有动力降落构型和无动力降落构型(均为1/6缩比模型)开展气动噪声预测与对比研究。通过对比分析近场流动结构、机身表面压力分布与压力脉动探测数据、Lamb矢量的散度分布和远场观测点噪声数据,发现对于无动力降落构型,翼尖、襟翼侧缘、襟翼连接件、襟翼与机身连接处等位置的表面压力脉动显著强于其他区域;对于有动力降落构型,除上述区域外,在螺旋桨滑流的干扰下,发动机舱、机翼前缘和襟翼表面压力脉动明显增大。远场噪声观测数据表明,采用的噪声预测方法不仅能够准确捕捉螺旋桨旋转噪声主频,还能够清晰观测到2倍、3倍及4倍谐频。最终结果显示,有动力降落构型的螺旋桨旋转噪声幅值最大,是最主要的噪声源。有动力降落构型相比于无动力降落构型的总声压级要高20 dB左右。因此,建议针对该涡桨飞机降落构型,其降噪设计重点应放在螺旋桨降噪优化设计方面。

关键词：涡桨飞机螺旋桨噪声 FW-H声类比改进的延迟分离涡模拟(IDDES) 降落构型

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一种面向多保真Kriging模型结构可靠性分析的主动学习方法

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中国机械工程 2025年

作者：杜尊峰樊涛姜登耀天津大学水利工程智能建设与运维全国重点实验室航空工业第一飞机设计研究院

多保真模型在工程实践中已广泛应用，但在结构可靠性分析领域，由于缺乏高效的主动学习策略来确定多保真建模过程中样本点的更新位置与空间位置，限制了其在可靠性分析中的应用。为此，提出了一种基于多保真Kriging模型与主动学习的结... 详细信息

多保真模型在工程实践中已广泛应用，但在结构可靠性分析领域，由于缺乏高效的主动学习策略来确定多保真建模过程中样本点的更新位置与空间位置，限制了其在可靠性分析中的应用。为此，提出了一种基于多保真Kriging模型与主动学习的结构可靠性分析方法，该方法通过三阶段选择确定每次迭代过程中样本点的更新位置与空间位置。第一阶段通过集成多种学习函数确定最优样本点集合；第二阶段通过所提出的BES方法（Beneficial Effect Strategy）确定样本点的更新位置；第三阶段运用Bootstrap自举抽样法从最优样本点集合中确定样本点的空间位置。通过两个数值算例与一个工程实际算例证明了该方法的有效性与高效性。与目前先进的多保真结构可靠性方法相比，当模型的保真度较低时，能有效的避免计算失败，说明了该方法的先进性与较好的适用性。

关键词：结构可靠性主动学习多保真Kriging模型保真度选择策略

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冰脊形成过程数值模拟及NSDBD防护研究

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南京航空航天大学学报 2024年第2期56卷 307-317页

作者：牛俊杰郭琪磊石淼鑫孔满昭桑为民西北工业大学航空学院西安710072 中航第一飞机设计研究院气动设计研究室西安710089

冰脊会造成机翼气动性能的降低,是危害飞行安全的重要因素。利用结构化网格和中心有限体积法求解N⁃S方程获得空气流场,运用拉格朗日法获得水滴撞击特性,基于Messinger结冰热力学模型针对NACA 0012翼型的结冰进行了数值模拟,获得的冰型... 详细信息

冰脊会造成机翼气动性能的降低,是危害飞行安全的重要因素。利用结构化网格和中心有限体积法求解N⁃S方程获得空气流场,运用拉格朗日法获得水滴撞击特性,基于Messinger结冰热力学模型针对NACA 0012翼型的结冰进行了数值模拟,获得的冰型与实验结果吻合良好,验证了计算方法的准确性与可行性。在此基础上,在NACA 0012翼型上设置防冰区并考虑防冰热载荷的作用,对大水滴条件下冰脊的形成过程进行了数值模拟,得出了环境温度、液态水含量和防冰热载荷对冰脊形成的影响规律。此外,通过在冰脊形成位置布置纳秒脉冲阻挡介质放电(Nanosecond dielectric barrier discharge,NSDBD)等离子体激励器,探究了在大水滴条件下NSDBD对冰脊的防护效果。研究结果表明:在大水滴情况下,环境温度的增加使得冰脊的范围增加而高度降低;液态水含量的增加使得冰脊的范围增大并且高度增加;防冰热载荷的增加可以增加防冰区内水分的蒸发,进而减少冰脊的生成;大水滴情况下可能由于水滴直接撞击至下翼面防冰区外进而导致冰脊的形成;NSDBD对空气进行加热,增加溢流水的蒸发,使得低液态水含量下形成的冰脊消失,使得高液态水含量下冰脊的形成位置推后。

关键词：冰脊 Messinger热力学模型数值模拟防冰纳秒脉冲阻挡介质放电

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极端环境模拟装置在考虑温度影响的起落架落震性能研究中的应用

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机械科学与技术 2025年第2期44卷 373-380页

作者：张飞王彬文杨正权陈熠杨建波朱晨辰王聪刘成龙中国飞机强度研究所结构冲击动力学航空科技重点实验室西安710065 航空工业第一飞机设计研究院西安710089

以某型飞机前起落架为研究对象,进行高低温环境下起落架落震性能试验研究。为了模拟落震试验所需的极端高温和低温环境,设计研制了极端环境模拟装置,利用其对全尺寸起落架进行加热/降温。在不同环境温度下开展了起落架高低温落震试验,... 详细信息

以某型飞机前起落架为研究对象,进行高低温环境下起落架落震性能试验研究。为了模拟落震试验所需的极端高温和低温环境,设计研制了极端环境模拟装置,利用其对全尺寸起落架进行加热/降温。在不同环境温度下开展了起落架高低温落震试验,对比研究了高温和低温环境对起落架落震性能的影响。结果表明:随着环境温度自-55℃升至70℃,起落架缓冲系统的空气弹簧刚度逐渐变大;低温环境对该型起落架缓冲器内部的油液阻尼力影响较明显,而且极端的低温环境会导致起落架缓冲支柱摩擦力增大,压缩行程缩短;高温环境主要影响缓冲器内部的空气弹簧刚度,温度越高,空气弹簧刚度越大,支柱不易被压缩。

关键词：起落架落震性能落震试验环境温度极端环境模拟装置

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基于N-S方程的加油机对受油机气动干扰研究

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航空工程进展 2022年第3期13卷 137-143页

作者：耿延升廖振荣谢露刘建付航空工业第一飞机设计研究院总体气动研究所西安710089

空中加受油时,加油机尾流场会对受油机产生复杂的流动干扰。采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的CFD方法分析加油机尾流场,并对加油机、受油机之间的气动干扰进行一体化模拟研究;系统地分析加油机不同迎角及双机不同高度差、不同侧向距离... 详细信息

空中加受油时,加油机尾流场会对受油机产生复杂的流动干扰。采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的CFD方法分析加油机尾流场,并对加油机、受油机之间的气动干扰进行一体化模拟研究;系统地分析加油机不同迎角及双机不同高度差、不同侧向距离、不同前后位置时,受油机的纵向、横航向气动力特性。结果表明:典型状态下,加油机迎角增大,对受油机的气动干扰增强;高度差越大,对受油机气动干扰越小;侧向距离越大,对受油机气动干扰先增加后减小;前后距离对受油机的影响较小。

关键词：空中加受油 N-S方程气动干扰高度差侧向距离前后距离

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典型飞机壁板结构的抗屈曲优化设计与试验验证

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航空学报 2024年第5期45卷 365-376页

作者：孟亮杨金沅杨智威高彤刘洪权张卫红西北工业大学陕西省空天结构技术重点实验室西安710072 中国航发四川燃气涡轮研究院成都610500 航空工业第一飞机设计研究院西安710089

加筋壁板是飞机机身和机翼中常见的典型承力结构,其在轴压和机身弯矩载荷作用下极易发生屈曲失效,严重制约飞行器安全性能与服役周期。飞机结构静强度校核时多采用经验公式进行工程计算,其中加筋壁板结构承载能力的工程计算与机身框结... 详细信息

加筋壁板是飞机机身和机翼中常见的典型承力结构,其在轴压和机身弯矩载荷作用下极易发生屈曲失效,严重制约飞行器安全性能与服役周期。飞机结构静强度校核时多采用经验公式进行工程计算,其中加筋壁板结构承载能力的工程计算与机身框结构端部支持系数的选取密切相关。现有飞机型号研制中端部支持系数的选取通常较为保守,结构安全裕度大、质量冗余,阻碍了飞行器轻量化水平的进一步提升。为此,首先基于欧拉长柱失稳理论,建立了基于切缝法的典型飞机壁板结构端部支持系数仿真计算模型;同时深入分析了端部支持系数与加筋壁板结构和支撑框段的耦合作用关系;进一步地,分析了框、长桁等结构特征参数对端部支持系数的影响规律,并分别开展了框、长桁-蒙皮以及框-长桁-蒙皮协同优化的飞机壁板结构抗屈曲设计;最后,基于增材制造缩比样件和轴压屈曲试验,验证了典型壁板结构抗屈曲优化设计方法的有效性。所建立的仿真分析模型和优化设计方法实现了飞机壁板结构抗屈曲性能的有效提升,对进一步提升飞机性能指标具有重要意义。

关键词：加筋壁板屈曲分析结构优化端部支持系数临界屈曲载荷

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基于工程应用的多乘员飞机座舱人机综合设计评估技术

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航空工程进展 2024年

作者：王钊何红妮智景荣马智航空工业第一飞机设计研究院总体气动设计研究所

人机深度综合是飞机座舱实现安全、高效、舒适等功能的重要保障，为了使先进理论与工程应用更好的协同，需要基于工程开展对人机综合设计评估技术的体系性整合。基于工程研制全生命周期，提出合理通用且具备较好操作性的工效设计流程，... 详细信息

人机深度综合是飞机座舱实现安全、高效、舒适等功能的重要保障，为了使先进理论与工程应用更好的协同，需要基于工程开展对人机综合设计评估技术的体系性整合。基于工程研制全生命周期，提出合理通用且具备较好操作性的工效设计流程，结合多乘员飞机座舱技术特征，从工程研制阶段和典型任务场景两个方面分析人机综合及工效设计范畴及实施方法；并结合座舱评价模型构建评价指标体系，给出基于体系的深度评估方法。结果表明：本文所提工效设计评估技术深度汲取国内对座舱工效研究的理论成果并充分考虑工程应用及评估指标体系支撑能力，深化指标体系对工程实践的正向牵引，可为后续飞机座舱工效相关工作提供技术支撑。

关键词：飞机座舱人机综合人机工效多乘员工程应用

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基于声爆高效预测的超声速民机优化设计与数据挖掘

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航空学报 2025年

作者：李祚泰陈树生金世轶高正红李军府周卫国艾俊强西北工业大学航空学院飞行器基础布局全国重点实验室航空工业第一飞机设计研究院

绿色超声速民机是未来民用飞行器的重要发展方向，而声爆仍是制约其发展的关键因素之一。传统CFD方法计算量大、耗时长，难以直接用于初期迭代设计。但基于面积律的声爆高效预测方法能够在保证一定精度的前提下大幅缩短计算时间，契合... 详细信息

绿色超声速民机是未来民用飞行器的重要发展方向，而声爆仍是制约其发展的关键因素之一。传统CFD方法计算量大、耗时长，难以直接用于初期迭代设计。但基于面积律的声爆高效预测方法能够在保证一定精度的前提下大幅缩短计算时间，契合了超声速民机初期设计阶段大量、快速计算的需求。因此，本文基于声爆面积律高效预测方法，建立了一套超声速民机低声爆优化设计框架。以LM1021无短舱构型为初始构型验证了多声爆传播角下优化设计的有效性，优化结果均经过高精度CFD验证：0°传播角优化下的远场最大过压值降低32.03%;0°和30°传播角协同优化下的远场最大过压值分别降低30.45%、32.66%。借助声爆高效预测方法快速生成超声速民机声爆数据集，采用随机森林和自适应增强算法进行智能数据挖掘，提取超声速民机低声爆关键设计变量。经对比验证，数据挖掘结果与CFD流场特征、面积律理论相吻合，结果表明合理设计机鼻静音锥、翼根翼型及上反角、机尾外形是超声速民机低声爆设计的关键。基于高效预测方法开展的声爆优化设计和数据挖掘，表现出显著的效率优势，能够为后续的超声速民机设计工作提供技术支撑。

关键词：超声速民机声爆预测面积律优化设计数据挖掘

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新型航空金属丝网声衬掠流特性实验研究

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航空学报 2023年第21期44卷 354-364页

作者：廖峻锋景晓东邱祥海翟勇磊岳喜山马双超杜林孙晓峰北京航空航天大学流体与声学工程实验室北京100191 中国航空制造技术研究院北京100024 航空工业第一飞机设计研究院西安710089

提出了一种新型航空线性声衬结构——烧结金属丝网声衬,并在流管实验台上采用直接提取法对传统穿孔板声衬、金属丝网穿孔板声衬及该声衬分别开展掠流实验。实验采用了一个合适的入射声压级以排除高声强效应干扰。实验结果表明:传统穿孔... 详细信息

提出了一种新型航空线性声衬结构——烧结金属丝网声衬,并在流管实验台上采用直接提取法对传统穿孔板声衬、金属丝网穿孔板声衬及该声衬分别开展掠流实验。实验采用了一个合适的入射声压级以排除高声强效应干扰。实验结果表明:传统穿孔板声衬的低频掠流声阻随掠流速度增加而升高,高频掠流声抗随着掠流速度增加而下降;金属丝网穿孔板声衬也存在这一趋势,但变化幅度有所减弱;而烧结金属丝网声衬因其去掉了传统穿孔板结构,采用烧结金属丝网作为声衬面板,提高了黏性声阻,从而使其掠流声阻抗在测试范围内基本不随掠流速度变化,相较于其他两种声衬对掠流具有更好的线性,更加符合航发外涵后传降噪最优声阻抗的变化趋势。

关键词：烧结金属丝网声衬穿孔板声衬声学流管实验台直接提取法线性声衬掠流声阻抗

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基于流固耦合联合仿真的软管锥套式空中加油对接过程建模与分析

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爆炸与冲击 2025年

作者：杨宇宸杨超越王斌索涛豆清波西北工业大学航空学院中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所强度与结构完整性全国重点实验室航空工业第一飞机设计研究院强度设计研究所

软管锥套式空中加油过程涉及气动力、燃油流动、柔性结构变形的复杂耦合，其耦合求解对仿真技术要求高、计算量大，严重制约了软管空中加油的准确性与安全性。为了准确分析软管锥套组合体在对接输油过程中的动力学特性，避开动力学方程... 详细信息

软管锥套式空中加油过程涉及气动力、燃油流动、柔性结构变形的复杂耦合，其耦合求解对仿真技术要求高、计算量大，严重制约了软管空中加油的准确性与安全性。为了准确分析软管锥套组合体在对接输油过程中的动力学特性，避开动力学方程建模的劣势，提出了一种考虑气动力、尾涡、软管变形与气流场双向影响、燃油内部流动综合影响下软管锥套组合体结构变形过程的流固耦合有限元模型及求解方法。模型中计算了稳定伞的作用效果并等效解耦成力和转角边界条件，推导了机翼尾涡作用力方程，采用联合仿真技术进行了流固耦合分析。将软管拖曳平衡状态的计算结果与真实试验数据对比，吻合性良好。通过进一步仿真计算，对燃油流动、对接参数及飞行参数等甩鞭现象产生的影响因素进行了分析。结果表明，对接速度和回收加速度的匹配关系是甩鞭载荷的主要影响因素，回收加速度与最优匹配对接速度大小正相关。其次，飞行参数是次要影响因素，在不考虑燃油流动时，每一种高度下都呈现出“飞行速度越高，甩鞭载荷越低”的特点。燃油流动是一项干扰因素，一定程度会干扰上述规律，但不会影响整体规律，需要针对工况进行分析。

关键词：空中加油软管锥套组合体流固耦合联合仿真影响因素分析

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