大型飛機專刊-意昂3代理

電氣化飛機電力系統智能化設計研究綜述

王莉, 戴澤華, 楊善水, 毛玲, 嚴仰光

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22405

2019, (2): 522405-522405.

摘要

能源危機和環境問題推動了綠色航空的發展，飛機電氣化是綠色航空的主要實現手段🏃🏻‍♂️‍➡️，已經成為航空技術發展的重要方向。本文介紹了飛機電氣化的發展歷程，闡述了電氣化飛機電力系統的關鍵技術及其研究現狀，分析了先進飛機電力系統設計的關鍵技術，指出了飛機電力系統綜合化、智能化的發展特點。在分析飛機電力系統設計存在的問題的基礎上𓀆，文章初步提出了電氣化飛機電力系統智能化設計平臺的理論框架🤎、功能和特點，分析了支撐電力系統智能化設計平臺的關鍵技術，指出了航空智能化設計的研究方向🧴。

寬體客機高速風洞試驗數據修正方法

劉大偉, 熊貴天, 劉洋, 許新, 陳德華

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22205

2019, (2): 522205-522205.

摘要

寬體客機航程遠、巡航馬赫數高，其氣動設計對風洞試驗數據精準度要求很高👌🏼。通過完善中國空氣動力研究與發展中心FL-26風洞試驗數據修正技術和設備🥉，對寬體客機高速風洞測力試驗數據進行支撐/洞壁幹擾、模型變形及流場畸變等系統修正，獲取幹凈🥙🙌、可靠的風洞試驗基準數據，為開展雷諾數、靜氣動彈性和動力影響等相關性修正奠定基礎🕴🏼。研究表明🥽：支撐幹擾試驗時🚣🏼‍♀️🎚，尾腔壓力分布測量位置和假支桿長度伸入模型尾腔50 mm即可獲得可靠的支撐幹擾試驗結果；在試驗包線範圍內，洞壁幹擾對寬體客機模型升力、阻力和俯仰力矩系數影響較小；試驗模型變形對寬體客機氣動特性影響較為明顯，馬赫數0.85時模型變形後的升力線斜率減小0.005左右，焦點前移0.021bA❎，需進行相關修正。

大型運輸機乘員連續供氧呼吸模型及試驗分析

封文春, 朱永峰

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22212

2019, (2): 522212-522212.

摘要

基於航空連續供氧系統和呼吸過程，建立了吸入氣、氣管氣各組分計算模型🎖，並依據此模型計算分析了不同乘員供氧標準不同座艙高度所需氧流量。結果表明：所建模型適用於不同乘員類型的連續供氧流量計算🧑‍🦲，為連續供氧流量標準提供了理論依據。針對大型運輸機乘員多的特點，介紹了多乘員連續供氧試驗方法、試驗原理，並對試驗數據進行了分析。試驗結果表明：在通氣量為15和20 L/min的情況下♕，12 km及其以下高度各測試點的氧分壓均達到100~83.8 mmHg♍️👨‍🎤，滿足供氧防護生理要求。

民用飛機個人通風送風溫度對人體舒適性的影響

劉毓迪, 孫學德, 張存, 南國鵬

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22363

2019, (2): 522363-522363.

摘要

通過對某真實客機座艙進行建模，使用計算流體力學（CFD）的方法計算出不同個人通風送風溫度下座艙內的溫度場和流場分布💇🏿。然後提取乘客頭部區域溫度與試驗結果進行對比🤸🏻‍♀️🫑，驗證模擬的可信度。最後結合基於人體平均皮膚溫度的熱舒適評價方法，對不同個人通風送風溫度情況下的乘客舒適性進行研究。結果表明：不同個人通風送風溫度對乘客頭部區域溫度影響較小，隨著個人通風送風溫度從7℃上升到14℃，乘客頭部區域溫度變化不超過0.8℃。不同個人通風送風溫度對乘客平均皮膚溫度以及熱舒適性的影響較小，隨著個人通風送風溫度從7℃上升到14℃👌，目標乘客平均皮膚溫度上升0.33℃。

大型民用飛機氣動外形典型綜合設計方法

黃江濤, 高正紅, 余婧, 鄭傳宇, 周鑄

doi:10.7527/S1000-6893.2019.22369

2019, (2): 522369-522369.

摘要

基於自主研發的飛行器氣動外形大規模並行化、分布式綜合設計軟件AMDEsign，開展了大型民用飛機氣動外形多目標綜合設計，研究了處理高維目標空間多目標優化問題的有效處理方式，為優化數學模型的合理確定提供數據參考。在此基礎之上，基於軟件AMDEsign的主分量分析（PCA）🙆🏽、離散伴隨方法兩個典型模塊📍，對寬體飛機數字化模型開展多目標優化🤾，其中離散伴隨方法中引入虛擬可行解集逼近方法🦵🏻，為權系數提供有效的導向性選擇🧑🏽‍✈️；並進一步將結果進行多目標評估分析，設計結果表明，主分量分析能夠有效識別目標函數的相關性，虛擬可行解集方法效率較高，充分利用了離散伴隨效率高以及導向性權函數預測等優點，多點設計外形在巡航升阻比💦、抖振特性以及阻力發散等性能上具有明顯改善。文中提出的綜合設計方法簡捷高效且具有較強的工程應用價值🕵🏻🐨。

動力幹擾下寬體客機機翼多目標優化設計

薛幫猛, 張文升, 孫學衛, 吳宇昂

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22381

2019, (2): 522381-522381.

摘要

在機翼/機身/吊掛/動力短艙（WBPN）構型中開展了寬體客機機翼外形多目標優化設計🫶🏿。通過對動力短艙流場的動量積分🧑🏿‍🎤🧛🏼，分析了直接用壁面積分"阻力"作為機體外形減阻優化設計目標函數的合理性。計算研究了短艙/吊掛的安裝，以及發動機噴流對翼吊布局寬體客機機翼的幹擾作用🎾，展示了同時在安裝效應和噴流幹擾下設計機翼外形的重要性🧕🏼。運行搭建於超級計算機上的優化系統，求解雷諾平均Navier-Stokes（RANS）方程計算流場，實現了動力幹擾下機翼外形的三點三目標優化設計🦿。在80 h內，完成了近20 000個方案的計算評估，遺傳優化近40代🙋🏽‍♀️。所選的最優方案阻力發散性能明顯提高，自動優化後的人工修形設計使機翼剖面展向過渡和壓力分布形態更為理想🦻🏽。動力構型下取得的減阻效果，在通氣短艙構型下亦得到驗證和確認。

格尼襟翼在冰風洞混合翼設計中的應用

韓誌熔, 趙克良, 顏巍

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22387

2019, (2): 522387-522387.

摘要

提出面向工程、面向適航的混合翼設計準則🦆，基於此準則提出將格尼襟翼應用於民機機翼結冰風洞試驗的單段混合翼設計中。設計準則中只對駐點位置和前緣吸力峰值提出保守性要求，易於工程實現，滿足結冰適航要求🔫。對於偏離設計點較大的狀態🫸🏻，在單段混合翼後緣添加格尼襟翼並配合迎角調整🌄🧑🏽‍✈️，使得單段混合翼在此狀態點處仍滿足設計準則✧。這樣使得單段混合翼也能應用於試驗狀態比較廣的結冰風洞試驗中。格尼襟翼的使用，降低了混合翼設計、試驗費用，為民機結冰試航取證節約了時間。

CRM-WBPN風洞試驗模型數值模擬

孟德虹, 李偉, 王運濤, 孫巖

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22402

2019, (2): 522402-522402.

摘要

基於雷諾平均Navier-Stokes（RANS）方程和多塊對接結構網格技術，采用亞跨超CFD軟件平臺（TRIP 3.0）🦢，研究了共同研究模型（CRM）風洞模型支撐裝置對CRM翼/身/架/艙（CRM-WBPN）模型壓力分布及氣動特性的影響。構造了一個包含小、粗👷🏽‍♀️、中、細網格的4套網格，並進行了網格收斂性研究，在升力系數為0.50條件下👩🏿‍💼，開展了固定升力系數下模型支撐對CRM-WBPN模型和CRM-WB模型壓力分布及掛架短艙阻力增量的影響，以及不同來流迎角下模型支撐對CRM-WBPN模型氣動特性的影響。通過與NASA國家跨聲速風洞設備（NTF）試驗結果和CRM-WB模型數值模擬結果的對比分析，表明模型支撐對固定升力系數下掛架短艙阻力增量影響較小🚰；在計算構型中考慮模型支撐的影響👺，引起升力系數和阻力系數下降、俯仰力矩系數增加👩🏻‍⚕️，數值模擬結果更加接近相應的試驗結果。

大型民用飛機縫翼全尺寸靜力試驗載荷設計

何誌全, 劉楊, 李澤江

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22197

2019, (2): 522197-522197.

摘要

研究了大型民用飛機前緣縫翼全尺寸靜力試驗載荷設計技術，以實現對縫翼結構安全性的考核和強度分析方法的驗證🍲💆🏽‍♂️。針對前緣縫翼尺寸小⚽️🤾🏼、曲率大、受載工況復雜的特點，提出了試驗基準載荷篩選🧒🏽、試驗實施載荷轉換和試驗加載方案優化的方法🏋🏿，形成了一套符合適航要求的試驗載荷設計流程。基於最小安全裕度原則進行試驗基準載荷的篩選，建立試驗加載局部坐標系將氣動分布載荷轉換成試驗集中載荷🆘🚵，為了準確模擬機翼大變形狀態下縫翼的受載狀態，對試驗載荷進行斜加載。與理論載荷的對比分析結果表明了試驗載荷設計的有效性🏌️‍♂️，試驗結果表明了所形成的載荷設計技術可以實現對前緣縫翼結構靜強度的適航驗證。

支撐翼布局客機總體參數對結構重量的影響

張新榃, 張帥, 王建禮, 周彬

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22359

2019, (2): 522359-522359.

摘要

針對支撐翼布局客機在總體設計階段對結構重量分析評估的需求🔩，建立結構重量與支撐翼總體參數之間的定量描述關系🧑🏻‍⚖️。利用有限元分析求解工程梁模型的方法建立考慮靜強度和顫振約束的支撐翼結構分析模型，采用全速勢方程加邊界層修正的方法建立氣動載荷計算模型，在此基礎上建立支撐翼總體參數與主承力結構尺寸的優化流程，實現支撐翼結構概念設計優化及重量分析。以支撐翼客機為對象的算例研究表明，應用這一優化流程能夠分析總體參數對結構重量的影響規律，並實現定量描述🏃🏻‍♀️‍➡️，可以為支撐翼布局客機概念方案設計提供技術支持和數據參考。

基於自適應隨機優化的連續陣風關鍵載荷預測

肖宇

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22383

2019, (2): 522383-522383.

摘要

連續陣風載荷是構成民用飛機設計工況的主要載荷之一✊🏿，在設計階段🕴，任意一輪的模型更新都涉及到上萬種載荷工況的計算，然而其中僅個別工況構成載荷包線，需進行強度校核🧶。為此發展了一套陣風關鍵載荷的快速識別方法。首先，采用二水平全因子（2LFF）采樣獲取得到初始計算工況，基於已計算得到的載荷值👨‍🌾，結合多元自適應回歸樣條（MARS）建立一個可靠的代理模型🤵‍♀️🤘🏻；然後📁👨🏻‍💻，在此基礎上，開創性地應用自適應隨機優化技術📄，實現對陣風關鍵工況及載荷的主動搜索；最後，以適航條款規定的側向連續陣風載荷進行方法驗證及參數影響研究😳。計算結果表明，本文建立的方法可以高效且準確地實現連續陣風關鍵載荷的預測🥞🌰，針對本文算例，關鍵載荷的預測值與基準值相比誤差小於1%。

大飛機貨艙地板下部結構有限元建模與適墜性分析

馮振宇, 解江, 李恒暉, 程坤, 馬驄瑤, 牟浩蕾

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22394

2019, (2): 522394-522394.

摘要

為了研究大飛機墜撞特性及數值分析方法👨🏽‍💼，選取大飛機貨艙地板下部結構為研究對象👷🏻，建立其有限元模型，實現顯式動力學的求解與分析。考察倒置★、固支的貨艙地板下部結構在200 kg落重以7 m/s垂直沖擊下的結構響應、吸能與失效的動態行為💛🧑🏽‍🚀，識別落重沖擊過程中結構變形與失效模式、沖擊響應特性及能量吸收與耗散機理👚。仿真結果表明，貨艙地板下部結構的機身框組件👩🏿‍🦱、支撐件組件是主要吸能結構，沖擊能量的吸收主要依靠上述結構的塑性變形與失效，緊固件的吸能貢獻僅占1%左右🛐👨🏿‍🦳。

復合材料C型柱軸壓失效分析的層合殼建模方法

解江, 宋山山, 宋東方, 馮振宇, 牟浩蕾, 張雪晗

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22395

2019, (2): 522395-522395.

摘要

由於易於設計🧑🏼‍🚀、製造以及承載效率高，C型柱作為一種典型的垂向支撐結構，大量應用於大型運輸類飛機貨艙地板下部🔩🐞。以復合材料C型柱結構為對象，並結合復合材料C型柱軸向壓縮試驗，旨在發展其在軸向壓縮載荷下失效分析的有限元方法。首先，對材料模型的應力-應變曲線進行參數化研究😆，明確Lavadèze材料單層模型、Puck IFF基體失效準則和Yamada Sun纖維失效準則中參數的物理意義並給出取值建議。其次，建立"層合殼"模型，模擬軸向壓縮載荷下破壞失效的力學行為，並與試驗結果進行對比分析。研究結果表明，該建模方法能夠較好地模擬漸進壓縮破壞過程🏌🏼‍♂️，平均壓縮載荷👍🏻、比吸能的預測值與試驗結果具有較好的一致性。

民用飛機商載航程圖解析方程的建立及應用

陳名乾

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22407

2019, (2): 522407-522407.

摘要

民用飛機的商載航程能力滿足市場需求對民用飛機的成功至關重要⚅，航程能力設計指標是否合理需要在方案初期結合市場特征進行全面的評估🦩。通過推導商載航程圖邊界線的解析方程，建立了飛機總體參數與商載航程圖的關系，構建了一種通過設計指標中的標準商載✡️👨‍👨‍👦‍👦、設計航程以及特征重量參數即可快速準確求解出飛機商載航程圖的方法🪦⚆。使得在性能計算輸入參數有限的方案初期，僅通過基本的設計指標就能反映較為全面的商載航程能力，可應用於方案階段基於市場需求的方案快速迭代，優化飛機設計指標。

插入式機翼下壁板對接附加彎矩研究

湯平, 李星

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22436

2019, (2): 522436-522436.

摘要

插入式機翼下壁板對接具有雙剪傳力穩定、疲勞性能好的優點，但其結構中心線在對接區變化明顯，會帶來附加彎矩🤏🏽。為盡量減小對接區的附加彎矩🧕🏽，提出了在建立飛機骨架模型時即優化中央翼下翼面外形面相對外翼下翼面的位置方法💂‍♀️。基於插入式機翼下壁板對接結構的特點，闡述了對接結構偏心的來源和附加彎矩的形成；針對某A型飛機的對接結構計算了偏心值，並利用力法對附加彎矩在對接區的分布進行了計算分析🍠。以某A型飛機的對接結構為基礎💌，建立了4組插入式下壁板對接結構的模型🙋🏿‍♀️，每組模型的中央翼下翼面位置相對外翼的不同；分別用力法和有限元法對附加彎矩進行了計算。結果表明🍫👮🏿‍♂️：可以通過優化中央翼下翼面外形面的相對位置達到減小對接區附加彎矩的目的。描述了另外兩種下壁板對接形式的附加彎矩情況📓，並和插入式的進行了簡單比較。最後，總結了為減小區域附加彎矩及其不利影響在對接結構設計上需要註意的點🖇。

民機四維航跡/姿態一體化自適應控製

樊垚, 邵興悅, 李清東, 任章

doi:10.7527/S1000-6893.2019.22437

2019, (2): 522437-522437.

摘要

出於運營效率和飛行安全的考慮🧑🏻‍✈️🗒，民用飛機在航路終端區需有效減少飛行總系統誤差（TSE），提高空域資源利用率。在此航段中🧖‍♀️，飛行技術誤差（FTE）是最主要的組成部分🧚，需采用引導控製一體化的設計思想👩🏽‍🦰，實現民機起飛/著陸段四維航跡精確跟蹤，有效減小飛行技術誤差🚣🏽‍♂️。基於回路傳遞函數恢復（LTR）技術協調設計隨機線性系統狀態觀測器和最優控製器🙅‍♂️，解決大氣紊流作用下的民機飛行控製系統設計問題。在此基礎上，引入自適應投影算子估計大氣擾動導致的氣動參數不確定性，並對其作用效果進行補償。仿真結果表明🥩，基於LQG/LTR（Linear Quadratic Gaussian/Loop Transfer Recovery）控製技術的自適應飛行控製律可以有效抑製氣動參數不確定性影響🏌🏼‍♂️，能夠實現民機四維航跡/姿態一體化高精度控製的目標。

民用飛機信息重構技術性能分析

許健, 吳磊, 褚江萍, 何珂

doi:10.7527/S1000-6893.2019.22442

2019, (2): 522442-522442.

摘要

大尺寸顯示器已經廣泛應用於新一代民用飛機的駕駛艙內。雖然通過提高信息集成度能夠提升飛行員的用戶體驗，但是💎，正因為其要求的系統集成度高♛🔪，在發生局部失效時，容易導致集成顯示信息的共模失效🧑‍🦽，加之信息布局對管理操作任務的性能有著重要影響👰🏽‍♀️，如果誘發工作負荷的增加★，在特定場景下甚至會迫使飛行機組喪失必要的任務情景意識。信息重構技術是應對此類問題的重要手段🤵🏿‍♂️𓀇。在民用飛機機組資源管理理念的指導下，根據飛行機組的職責分配和人機工程學要求🚙，論述了在主儀表板布置4塊15 inch正屏顯示器的布局是一種具有比較優勢的布局方案🎍。從關鍵飛行場景下飛行機組的操作任務需求入手，基於正常操作流向保持🕷、壓縮格式、重構操作、以及職責分配一致性這4個評價信息重構性能的要素，通過對比分析，證明了所提的顯示管理策略相較於某現役先進機型具有更優的信息重構性能。

基於力位協同控製的大飛機機身壁板裝配調姿方法

陳文亮, 潘國威, 王瑉

doi:10.7527/S1000-6893.2018.22403

2019, (2): 522403-522403.

摘要

為校正中機身壁板由於重力和調姿內力產生的變形，提高中機身壁板裝配調姿精度，提出了一種基於力位協同控製的裝配調姿方法🦖🖖🏿。通過將調姿機構等效為並聯機構，推導了調姿機構的解析正反解模型；根據螺旋理論🍧，建立了力傳感器測量值與重力🔮、調姿內力之間的映射關系🤳，實現重力補償值的動態計算🏥，基於局部剛體-彈性連接假設🎄，通過多元線性回歸方法構建了調姿內力轉化為位置補償量的模型👩‍🦼‍➡️；根據Clamped-Free變形協調原理，簡化了定位器調姿內力之間的協調關系，在此基礎上提出了重力前饋補償和調姿內力轉化為位置補償的力位協同控製策略，並對其進行了理論分析與設計。最後🤷，對所提出的控製策略進行了仿真分析📄，結果表明采用力位協同控製方法，調姿定位精度提高35.3%，調姿內力降低77.8%🤬，通過應用實驗🏃‍♀️，說明了該方法的可行性和有效性。

自動鋪絲最小間隙路徑規劃與復合材料錐殼結構製造

段沐楓, 秦田亮, 沈裕峰, 徐吉峰

doi:10.7527/S1000-6893.2019.22423

2019, (2): 522423-522423.

摘要

自動鋪絲技術（AFP）是提高復合材料構件製造效率和降低其製造成本的關鍵技術和重要手段。鋪放軌跡的設計是控製自動鋪絲工藝質量的關鍵。對於復雜的結構形式🧝🏼🔐，合理的鋪絲路徑對保證可製造性及鋪貼質量至關重要。本文針對簡化後的後機身錐殼特征結構，研究了基於固定角法🤠👨🏿‍🏫、測地線法和變角度法的自動鋪絲軌跡算法設計🚴🏽‍♀️，解決了鋪放復雜曲面滿覆蓋問題；總結對比獲得了不同鋪絲軌跡方法的特點和適用範圍🧑‍🦰🥯。以保證工藝性並滿足結構設計鋪層方向為原則，選用了帶寬為6.35 mm的自動鋪絲預浸料完成工藝驗證件製造，並通過有限元分析評估了自動鋪絲軌跡算法的合理性。結果表明：該結構宜采用測地線法鋪放0°方向鋪層以減少褶皺；采用固定角法鋪放90°方向鋪層能夠保證連續鋪放🕑；采用結合預浸窄帶側彎試驗結果的變角度軌跡規劃方法鋪放此錐類構件±45°方向鋪層能夠保持最小間隙。鋪絲間隙使錐殼結構單層等效模量下降約30%🙍🏽‍♀️，整體強度下降約10%。因而在結構優化設計時需考慮自動鋪絲工藝對安全裕度影響的因素。

大型機翼整體壁板系統化噴丸成形技術

趙安安, 張賢傑, 高國強, 劉立彬, 王永軍

doi:10.7527/S1000-6893.2019.22635

2019, (2): 522635-522635.

摘要

大型機翼整體壁板是現代大型飛機重要的大型承力整體結構件並且通常直接構成飛機的氣動外形🎫。噴丸成形是現代大型輕質高強鋁合金整體壁板件成形製造的首選技術方法🚑，但如何實現大型機翼整體壁板的精確噴丸成形一直是現代航空製造技術領域的一個難點問題。針對這一工程問題，本文采用系統化的方法，將影響大型機翼整體壁板噴丸成形精度的因素分解為壁板平面板坯誤差👳🏼‍♀️🔛、成形參數設計準確度🌀、成形參數控製精度⏪、環境因素👆🏽。針對這些因素，采用基於變形位能最小的板坯優化設計來減小由板坯導致的成形誤差；采用數據擬合、人工神經網絡以及解析模型計算相結合的噴丸成形參數綜合設計方法來提高噴丸參數設計的精度和效率👩‍🦼‍➡️；建立了板坯修正模型以修正環境溫度🤸🏻、噴丸設備參數波動等因素對成形件形狀和尺寸的影響；對於從噴丸設備上下線後仍存在的外形貼模誤差🏌🏿，則采用手提噴丸機進行局部的漸進式校形噴丸至外形貼模👨🏽‍⚕️。壁板噴丸成形的工程實踐表明，本文所提出的系統化方法能夠有效提高大型機翼整體壁板噴丸成形的精度和效率，並可滿足工業生產的需求。

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