民机驾驶舱布局流程设计及应用

为减少民机驾驶舱设计迭代次数,提高设计质量和效率,提出了一种民机驾驶舱布局的设计流程。结合适航要求和人机工效分析方法,对飞行员眼位、人体尺寸、内部视界和外部视界、飞行员坐姿、座椅和脚蹬调节行程、中控台尺寸及其它关键部件位置进行了分析和研究。最后,应用提出的民机驾驶舱布局流程进行了公务机驾驶舱布局设计。结果表明,设计的民机驾驶舱布局流程能够快速实现预期设计目标,提高了设计效率,对民机驾驶舱设计具有指导意义。     

TBAB包络化合物浆的管内流动再层流化现象

TBAB包络化合物浆是一种新型高密度潜热输送材料,在中央空调或区域供冷等系统中作为替代常规冷水的冷量输送媒体具有显著的节能应用前景.采用实验方法研究了A型TBAB包络化合物浆在水平直管内的层流和湍流流动特性.通过分析流动阻力随流速和固相含量等参数的变化规律,发现固相含量的增加有利于维持流动的层流趋势,在定流速条件下随着固相含量的增加流动状态会由湍流转变为层流,即出现"再层流化"现象,并且由于再层流化现象的出现,包络化合物浆的流动会出现"阻力降低区".     

民机数字化运营支持研究与方案设计

数字化运营支持是未来民机客户服务市场竞争的核心因素。未来民机型号的成功,不仅需要飞机设计于与制造的成功,更需要可持续数字化运营支持技术的成功。基于大数据分析的云端交付模式与信息安全防护体系,构建数字航空环境提供“智能服务”,搭建适合国产民机的数字化运营支持体系,保障国产民机商业成功。本文概述了数字化运营支持技术,总结出其定量化、实时化、综合化、智能化的特点。民机数字化运营支持以先进信息技术为基础,为航空公司提供数据分析、知识关联、智能辅助工具及预见性软件应用,变革运营信息的收集、传输与利用模式,从而不断提高民机安全性、可靠性、经济性与环保性。数字化运营支持是当前国际民机客户服务领域重要的技术手段与商业模式,更是未来民机客服的发展方向。     

层流叶片在压气机中的应用研究

压气机叶片表面层流流动及转捩现象的捕捉是研究压气机层流叶型的重点和关键。通过基于SST转捩模型的数值方法对某压气机叶型进行数值模拟分析,以精确捕捉普通湍流模型无法捕捉的叶片表面的层流流动及转捩现象,并给定叶片表面转捩的判定依据。在此基础上深入研究低雷诺数环境和高湍流度环境对压气机叶片表面层流流动的影响,验证了在实际压气机环境下,叶片表面的层流流动是可能存在的。为后续压气机层流叶型设计提供数值验证手段和可行性验证基础。     

基于物理机制模型的民机机体噪声预测

为实现民机总体方案快速评估与优化迭代设计,文章对民机增升装置前缘缝翼及后缘襟翼分别建立了基于民机噪声物理机制的预测模型,在此基础上搭建了机体噪声预测体系,开发了相应的预测工具UNICRAFT.为评估预测工具UNICRAFT的计算精度和效率,文章分别针对翼吊式布局,前缘缝翼/Fowler式襟翼形式,以及尾吊式布局,前缘缝翼\双缝子翼加后退式襟翼形式的增升装置进行了计算校核验证,通过与声学风洞试验结果对比分析,验证了本文发展的预测工具及预测体系的有效性,能够实现飞机级噪声水平的高效预测.      

用泊肖叶公式测液体粘滞系数条件的说明

作为测定液体粘滞系数的方法之一,用泊肖叶公式测液体的粘滞系数。目前几乎所有的高校都开设这一实验。翻阅手头上能得到的各校实验教材,可以看出对实验时应满足的条件,要么不予交待,要么交待得不全。下面对这个问题作一扼要说明。不言而喻,泊肖叶公式适用于稳定的层流情况。因此,它要求实验时所测流体在管中的流动必需是稳定的层流。我们知道,流体在管中的流动是层流还是紊流,可用雷诺数 R 的大小进行判断。通常认为,R<1000流体在管中的流动为层流;R>2000时为紊流;R 界于1000—2000     

超临界水循环流化床两相流动特性的数值模拟

超临界水循环流化床是一种非常有应用前景的新型煤气化制氢反应器。本文基于双流体模型和颗粒动力学理论建立了超临界水循环流化床提升管两相流动特性的数值模型。考虑了两种曳力模型及湍流与层流模型对数值模拟结果的影响。研究结果表明EMMS曳力模型比Gidaspow曳力模型更适用于二维提升管两相流动的数值模拟,并发现层流模型预测的准确性优于湍流模型。基于上述模型,对比分析了气固与超临界水循环流化床提升管的流动特性,获得了表观流速对固相体积分数、颗粒轴向速度的影响规律。     

基于N-S方程的支撑机翼高亚声速气动外型设计

相对常规悬臂梁布局飞机，支撑机翼飞机允许有更大的展弦比、更薄的机翼及较小的后掠角，从而可以减小诱导阻力、波阻，并增加层流范围，是未来飞机的一个可供选择方案.文章基于N-S方程对高亚声速支撑机翼构型进行了气动外型设计，在巡航Mach数为0.7，设计升力系数为0.6的条件下，支撑机翼构型相对无支撑构型升阻比仅减小6.3%，而初始无支撑翼身组合体构型相较常规悬臂梁翼身组合体构型最大升阻比提高了约35%，设计结果表明支撑机翼构型是可明显提高飞行性能的未来高亚声速飞机的一种新型外型.文章也对支撑外型、位置参数及机翼内翼下翼面外型修型对支撑机翼构型的干扰影响进行了研究，研究结果表明:支撑上翼面外型、支撑弦长、相对厚度、展向位置、扭转角分布及机翼下翼面外型对支撑机翼构型气动影响较大.      

泊肃叶公式在非水平管中的形式及其在粘滞系数测定中的应用

通常的泊肃叶公式仅适用于水平均匀圆管的情况,而本文原试图讨论泊肃叶公式在非水平均匀圆管中的表现形式。讨论仅限于粘滞液体在均匀圆管中作层流的情形。对于粘滞性较大的流体,在管径较小的管子中作低速流动时,一般就产生层流。 一、流速的分布公式 粘滞液体在均匀圆管中作层流时,其速度ν的分布如图1所示。 这里将从液体流动时的功能关系,推导出液体速度的分布公式。 如图2所示,设想在均匀圆管中隔离出一圆筒状薄层,其厚度为 dr,半径为r。现考虑这薄层中长度为乙7的一段短圆筒状液体(以下简称短圆筒)的流动情况。 .在流动中,内部液体作用…     

飞行器低Reynolds数层流分离理论探讨

低Reynolds数流动由于自身特点导致气动特性严重恶化,非定常、非线性效应突出且预测困难,加之相关基础理论研究不足,给以临近空间低速飞行器和高性能微小型飞行器为代表的低Reynolds数飞行器的开发和研制带来了瓶颈和挑战.首先概述了飞行器低Reynolds数的范畴、低Reynolds数空气动力学的主要问题与挑战.随后从低Reynolds数层流分离基础理论出发,依次介绍了低Reynolds数层流分离经典理论、低Reynolds数层流分离非定常流动特性、低Reynolds数后缘层流分离泡.在此基础上,通过对经典长层流分离泡与后缘层流分离泡力学特性的差异以及随攻角和Reynolds数的演化规律的详细分析,逐步揭示了一些低Reynolds数复杂气动效应的本质,如小攻角升力系数的非线性效应,翼型随Reynolds数下降气动特性的二次恶化效应等.最后对低Reynolds数流动基础理论的发展过程进行了总结,并对层流分离诱导转捩及再附效应等复杂流动问题进行了展望.      

基于CFD的某民机叶栅式反推力装置/飞机匹配设计评估

反推力装置能显著减小现代涡轮风扇支线飞机的着陆滑跑距离, 也会影响到飞机的操稳特性和发动机进口流场特性, 如果不能很好地和飞机进行匹配设计，则可能危及飞行安全.文章对某型尾吊布局民机全机着陆叶栅式反推力装置打开构型进行了CFD数值模拟, 并对发动机反推装置打开与全机的匹配问题进行了评估, 结果显示, Mach数0.09可作为该型民机反推装置安全使用的截止速度.      

Ar介质感应耦合等离子加热器能量转化与流动特性

对感应耦合等离子(inductively coupled plasma,ICP)加热器内能量转化过程与分布规律、 流动特性的研究和认识能够为高频等离子加热器的设计提供理论指导,同时能够为加热器向大功率、多介质、广适用方向的发展提供支撑.基于二维轴对称、层流流动和局部热力学平衡等假设条件,利用COMSOL对百千瓦级Ar介...     

吸气式高超声速飞行器气动力气动热的数值模拟方法及应用

对吸气式高超声速飞行器而言,物面热流和摩阻的准确预测对飞行器设计及安全十分关键.介绍采用CFD准确预测气动力和气动热的方法,包括流动的控制方程、湍流模型及湍流的先进壁面函数边界条件,介绍流动的数值求解方法.对典型超声速层流和湍流流动的摩擦阻力和热流进行详细的验证与确认,考察CFD工具在使用先进壁面函数边界条件后,湍流计算的法向网格无关性能力.对设计的一种吸气式高超声速飞行器的气动力和气动热进行数值模拟,为飞行器的气动设计及热防护提供了可靠的数据.     

粗糙表面对微尺度流动影响的数值分析

本文利用表面规则突起来模拟粗糙元,通过对平板间微尺度层流流动的数值计算,研究了粗糙表面对微尺度层 流流动阻力的影响。对数值计算结果的分析表明,壁面处由于粗糙元存在可引起逆压梯度,从而导致层流流动阻力系数的 增加。     

超声速层流/湍流压缩拐角流动结构的实验研究

在Ma=3.0的超声速风洞中, 分别对上游边界层为超声速层流和湍流, 压缩角度为25°和28°的压缩拐角流动进行了实验研究. 采用纳米粒子示踪平面激光散射(NPLS)技术获得了流场整体和局部区域的精细结构, 边界层、剪切层、分离激波、回流区和再附激波等典型结构清晰可见, 测量了超声速层流压缩拐角壁面的压力系数. 从时间平均的流场结构中测量出分离激波、再附激波的角度和再附后重新发展的边界层的增长情况, 通过分析时间相关的流场NPLS图像, 可以发现流场结构随时间的演化特性. 实验结果表明: 在25°的压缩角度下, 超声速层流压缩拐角流动发生了典型的分离, 边界层迅速增长失稳转捩, 并引起一道诱导激波, 流场中出现了K-H涡、剪切层和微弱压缩波结构, 而超声速湍流压缩拐角流动没有出现分离, 湍流边界层始终表现为附着状态; 在28° 的压缩角度下, 超声速层流压缩拐角流动进一步分离, 回流区范围明显扩大, 诱导激波、分离激波向上游移动, 再附激波向下游移动, 分离区流动结构复杂, 相比之下, 超声速湍流压缩拐角流动的回流区范围明显较小, 边界层增长缓慢, 流场中没有出现诱导激波、K-H涡和压缩波, 流动分离区域的结构也相对简单, 但分离激波的强度则明显更强. 关键词： 压缩拐角 层流 湍流 流动结构     

竖直圆管中超临界压力CO2对流换热实验研究

本文对超临界压力CO2在竖直加热圆管内的对流换热进行了实验研究,比较了不同流向、不同热流密度等对流动和换热的影响。实验结果表明,管内径为2mm时,在低进口Re条件下,由于浮升力影响导致层流向湍流提前转变, 对流换热增强;与向上流动相比,向下流动更易由层流转变为湍流;向下流动的换热要强于向上流动,表明浮升力对换热有很大影响。对于管内径为0．27 mm的微细圆管,当进口Re高于104时,浮升力的影响可以忽略,对流换热系数的变化完全由物性的变化尤其是cp的变化导致。     

动态冰浆流动特性分析

阐述了动态冰浆流变性质的Bingham模型,并利用该模型计算了冰浆在层流和湍流状态下的摩擦因子,得到了冰浆在水平直管内流动的压降曲线,分别就层流和湍流情形分析了各种参数对流动压降的影响。     

基于QAR数据的民航客机设计理念分析

中国国内运行着大量国外先进民用飞机。这些飞机全部装有飞行数据快速存取记录器,以采集飞行数据开展飞行品质监控工作。民机日常飞行数据除了能够在航空公司运行中发挥作用,还能够通过技术手段分析得出先进型号的设计经验与运行特点,相关技术成果对国产民机制造业的发展也具有一定的借鉴意义。在分析国内外相关研究基础上,以两款国外民机巡航段飞行数据的分析为例,解析了两型飞机的高度保持控制律设计逻辑,实际案例分析表明,基于QAR数据的分析能够有效的反应在自动飞行阶段高度保持控制律中体现的设计逻辑,从而有助于对国产民机的设计和优化。     

歧管式微通道流动特性的研究

岐管式微通道(MMC)热沉具有热阻小、结构紧凑、冷却液流量小、流速低、沿流动方向温度分布均匀等优点.本文针对以去离子水为介质的岐管式微通道(宽W=100 μm,深H=300 μm)的流动特性进行了实验研究,实验的雷诺数范围为5O～3500.结果表明工质在微通道内流态由层流向紊流转变的临界雷诺数提前,此外数值模拟结果与实验值也吻合较好.最后在实验基础上,拟合出工质在层流和紊流下的流动阻力经验关联式.     

某超高负荷低压涡轮叶型气动性能分析

针对某系列Zweifel数约为1.6的超高负荷低压涡轮叶型,分别对其在定常来流条件下、上游尾迹扫掠条件下的二维流动开展了数值研究.计算结果表明,在低雷诺数、低湍流度工作环境下,叶片吸力面存在较大层流分离,且前加载叶型二维气动性能优于后加载叶型.同时,上游尾迹扫掠对超高负荷低压涡轮叶型分离流动控制作用有限,需引入新的流动控制方法.研究结果对超高负荷低压涡轮设计有较好的启示.