飞机设计

摘要： 将现代飞机设计制造工程与增强现实(AR)技术相结合,能够有效提高飞机的设计效率。通过分析研究增强现实的关键技术信息与其在飞机设计制造领域的应用,探究增强现实技术在飞机设计领域中的发展趋势。为飞机的设计验证提供重要指导和技术支持,从现实应用角度阐述增强现实技术在提升飞机设计效率的数字化设计水平中的重要性。

摘要： 目前,国外航空制造业正在大力探索数据科学与航空制造业的融合,目的是通过机器学习和数字孪生等先进技术对航空制造业的传统设计、制造和后勤保障技术或流程进行优化,实现对当前航空制造业的重构.本文以数据科学对航空制造业进行重构为出发点,从数据科学和航空制造业的自身特点探讨分析二者融合的基础,主要介绍国外应用数据科学对航空制造业相关技术进行优化的实际情况;最后,分析数据科学在航空制造业中的应用机会和面临的挑战.

摘要： 分布式电推进系统利用电力驱动多个推进器作为飞机的动力装置,在提升飞机气动效率、载运能力、环保性和鲁棒性等方面蕴藏着可供人们挖掘和利用的巨大潜能,被广泛认为是一种航空领域的颠覆性技术.本文在对电动飞机的优势和不足,电推进系统的尺度独立性以及分布式电推进飞机分类进行初步研究之后,重点从飞机工程设计的专业划分角度出发,分别从飞机总体设计、气动设计、结构设计、系统及支持设施设计等学科对分布式电推进飞机设计技术的研究情况和学术进展进行综述.随着电池能量密度、电机及控制器功率密度的不断提升以及相关机载电气设备的小型化和轻量化,分布式电推进通用飞机基本具备按需航空市场化能力,尽管仍存在一些挑战,但该技术为未来飞机设计提供了更多的权衡空间与可能性.

摘要： 小型电动无人机通常采用锂电池、无刷电机和螺旋桨组成能源动力系统,飞行过程中锂电池的实际工作电压发生变化,但飞机的总重量不变,其航程航时的估算方法与传统的燃油飞机有所不同.为了准确评估动力系统对飞机设计的影响,建立了以锂电池为动力的电动飞机推进系统模型,通过与实验数据比较,验证了各部分模型的准确性.利用该动力系统模型,对某款小型电动无人机进行了航程和航时估算,结果表明本文的建模方法准确有效,航程航时估算接近实验数据,可作为小型电动无人机设计的重要参考.

摘要： "翼型"俗称翼剖面或叶剖面,是飞机机翼及尾翼、导弹翼/舵面、直升机旋翼、螺旋桨、风力机叶片等外形设计的基本元素和气动力的"基因",也是影响综合气动性能的核心因素之一.自20世纪初莱特兄弟发明人类第一架飞机以来,翼型研究的每一次重要突破,都有力促进了航空飞行器的更新换代或性能的大幅提升.除了发展RAE、DVL、NACA、TsAGI等通用翼型族外,研究者们还针对性地发展了适用于各类飞机的翼型族,以及适用于直升机旋翼、螺旋桨和风力机叶片的专用翼型族.进入21世纪,随着现代数值模拟方法、流动稳定性与转捩预测、优化设计、试验测试技术等研究的进步,各种新的设计理念、优化方法和设计技术相继被提出,翼型研究也被赋予了新的使命和内容.本文立足飞行器设计和翼型研究的前沿,在回顾100多年来翼型发展历程的基础上,重点综述了翼型研究的最新进展,分析了研究现状,提出了未来发展方向.新一代翼型将适用于未来飞行器的发展需求,在宽速域、大空域、多物理场及智能变体等复杂使用条件下兼具优良的多学科综合性能.

摘要： 电磁防护是飞机设计中的重要一环,该设计的目的在于消除电磁辐射场对飞机设备及相关人员的危害,提高复杂电磁环境下 飞机的安全性能。基于此,本文主要应用文献研究等方法,从区域选择和敷设设计等角度,研究飞机导线、电缆的电磁防护设计, 对导线连接部位的电磁防护设计也有所介绍,希望能为相关飞机 EWIS 设计工作提供有价值的理论参考。

摘要： 主要对支持飞机设计过程的制造质量知识模型进行研究.文章首先阐述了飞机设计制造质量知识的理论及构成;其次强调了将其应用到飞机设计过程中的重要性;最后,主要从飞机设计过程、设计需求、设计各阶段任务等角度出发,对具体的模型建立方法进行探讨.

摘要： 超临界翼型因其自身优势已经在现代飞机设计中发挥着重要作用,为了更高效地设计出高性能的超临界翼型,本文探究了RAE2822超临界翼型在优化减阻过程中设计空间的多极值特性.采用了AIAAAerodynamic Design Optimization Discussion Group(ADODG)的case2算例,并使用自由变形方法(FFD,Free-Form Deform)对翼型进行参数化,通过拉丁超立方(Uniform Latin Hypercube)抽样方法对翼型加入初始扰动,然后使用基于梯度的优化算法对经过不同扰动后的翼型进行优化,并将优化结果与全局优化算法的优化结果进行对比.结果表明ADODG case2是一个单峰值气动设计问题,梯度算法能够得到相对满意的最优解,并且有更高的优化效率,通过此算例也可以推断一般对于超临界翼型单点优化问题,设计空间是单峰值的,可直接使用梯度优化算法.

摘要： 对中国高性能计算机的迅猛发展及先进飞机设计研发的实际需要,研究开发了一套具有自主知识产权航空高性能CFD计算软件系统CCFD,该软件系统支持百万核量级大规模并行,并具有较高的并行效率.本文对该软件系统进行了工程适应性研究,对工程实例飞机进行数值模拟,并与试验数据对比,结果表明该软件系统具有较高的计算精度,可为工程应用部门实际使用.

摘要： 计算流体力学CFD分析技术目前已经成为飞机设计的主要手段,国外主要飞机制造商依托自主知识产权核心求解器从事气动专业相关工作,如美国波音公司自主开发的Tranair软件.一款能够成功应用到工程上的CFD工具必须满足计算快速、分析准确、操作简单、运行稳定、功能全面等五方面要求,因此本研究开发了面向工程应用的CFD快速自动分析SUN程序,采用内外流耦合流场分析技术,实现从前处理、网格生成、流场求解到后处理全流程一体化分析,可对机身、机翼、挂架和短舱部件组合的任意构型飞机亚音速、跨音速和超音速流场进行快速分析,形成具有中国商飞自主知识产权的核心CFD快速求解器,实现气动设计领域关键核心技术自主可控,在中国商飞多个项目中已经得到初步应用、支撑了相关工作开展.

摘要： 工艺性能不好而导致的研制周期长、质量不稳定、研制成本高是现代飞机研制面临的重大难题,工艺性审查流程不合理、工艺性审查过程缺乏管控是造成飞机工艺性能不好的重要原因.为提高飞机的工艺性能,以飞机设计MBD数据模型成熟度为基础,结合飞机研制过程中的里程碑节点,设计了基于MBD数据模型成熟度的并行工艺性审查流程与工艺性审查管理系统,并将审查流程和管理系统集成,形成了基于成熟度的并行工艺性审查模式.该模式以并行工程为指导思想,通过飞机设计和工艺之间的小范围高频率迭代来降低优化难度、提高优化效率,并提升飞机的工艺性能.通过实例,验证了基于成熟度的并行工艺性审查模式能有效提升飞机的工艺性能,达到缩短研制周期、提升研制质量、降低研制成本的目标.

摘要： 为了增强翼型在来流条件不断变化情况下的气动稳定性,同时为了减小阻力,讨论了在来流马赫数不确定的情况下对RAE2822翼型的鲁棒优化设计方法.对翼型采用CST参数化方法建模,规定来流马赫数的范围,通过分层抽样抽取马赫数,使用三次样条插值建立代理模型以减少计算量,运用BOBYQA算法进行优化计算.将鲁棒优化与单点优化,多点优化的结果对比,鲁棒优化的阻力系数均值与标准差均为最低.通过鲁棒优化方法,在减阻的同时,降低了气动性能对马赫数的敏感度,使整体性能稳定.

摘要： 为了增强翼型在来流条件不断变化情况下的气动稳定性,同时为了减小阻力,讨论了在来流马赫数不确定的情况下对RAE2822翼型的鲁棒优化设计方法.对翼型采用CST参数化方法建模,规定来流马赫数的范围,通过分层抽样抽取马赫数,使用三次样条插值建立代理模型以减少计算量,运用BOBYQA算法进行优化计算.将鲁棒优化与单点优化,多点优化的结果对比,鲁棒优化的阻力系数均值与标准差均为最低.通过鲁棒优化方法,在减阻的同时,降低了气动性能对马赫数的敏感度,使整体性能稳定.

摘要： 为了增强翼型在来流条件不断变化情况下的气动稳定性,同时为了减小阻力,讨论了在来流马赫数不确定的情况下对RAE2822翼型的鲁棒优化设计方法.对翼型采用CST参数化方法建模,规定来流马赫数的范围,通过分层抽样抽取马赫数,使用三次样条插值建立代理模型以减少计算量,运用BOBYQA算法进行优化计算.将鲁棒优化与单点优化,多点优化的结果对比,鲁棒优化的阻力系数均值与标准差均为最低.通过鲁棒优化方法,在减阻的同时,降低了气动性能对马赫数的敏感度,使整体性能稳定.

摘要： 为了增强翼型在来流条件不断变化情况下的气动稳定性,同时为了减小阻力,讨论了在来流马赫数不确定的情况下对RAE2822翼型的鲁棒优化设计方法.对翼型采用CST参数化方法建模,规定来流马赫数的范围,通过分层抽样抽取马赫数,使用三次样条插值建立代理模型以减少计算量,运用BOBYQA算法进行优化计算.将鲁棒优化与单点优化,多点优化的结果对比,鲁棒优化的阻力系数均值与标准差均为最低.通过鲁棒优化方法,在减阻的同时,降低了气动性能对马赫数的敏感度,使整体性能稳定.

摘要： 为了增强翼型在来流条件不断变化情况下的气动稳定性,同时为了减小阻力,讨论了在来流马赫数不确定的情况下对RAE2822翼型的鲁棒优化设计方法.对翼型采用CST参数化方法建模,规定来流马赫数的范围,通过分层抽样抽取马赫数,使用三次样条插值建立代理模型以减少计算量,运用BOBYQA算法进行优化计算.将鲁棒优化与单点优化,多点优化的结果对比,鲁棒优化的阻力系数均值与标准差均为最低.通过鲁棒优化方法,在减阻的同时,降低了气动性能对马赫数的敏感度,使整体性能稳定.

摘要： 本文采用中国自主研发的航空高性能数值模拟软件系统CCFD进行大规模并行计算,该软件采用非堵塞通信机制和域分解负载平衡等技术.对国际标模M6机翼与NASA高升力梯形翼的并行测试,验证了软件并行策略与计算方法的可信度;最后实现了某真实飞机全机着陆构型的并行计算,网格规模达2亿量级,最大并行规模达到了30万核量级,为下一步CCFD软件的大规模工程实际应用奠定了坚实基础.

摘要： 本发明公开了一种飞机设备耐久性设计方法及飞机设备耐久性设计系统。所述飞机设备耐久性设计方法包括如下步骤：步骤1：确定待设计设备的耐久性指标要求；步骤2：确定待设计设备在全寿命周期内的耗损性失效机理以及每个所述耗损性失效机理的敏感应力；步骤3：判断待设计设备中的各个部件的损耗性失效机理种类；步骤4：分别计算各个部件的理论寿命；步骤5：判断各个部件的理论寿命是否满足所述步骤1中的耐久性指标要求。本发明提供了一种飞机设备耐久性设计方法，该飞机设备耐久性设计方法填补了工程研制中的技术空白，同时为后续型号开展机载设备耐久性设计分析工作提供有力依据。

摘要： 本发明公开了属于智能空战技术领域的空战飞机设计参数及智能体综合迭代系统，其特征在于：智能迭代模块通过智能空中对战环境对空战飞机的典型关键战术指标组合进行迭代；所述智能空中对战环境包含电磁仿真模块、红外仿真模块、自主决策模块、飞行控制模块、人机交互模块、动力学仿真模块、视景仿真模块，可以对空战过程进行高精度仿真；智能体筛选模块可以根据对战结果对空战智能体进行筛选；复盘推演模块可以对智能空中对战过程进行复盘和推演。其技术效果是：所述空战飞机设计参数及智能体综合迭代系统具有很高的空战过程模拟精度，能够显著降低空战飞机设计人员的工作量，可以高效快速地筛选出空战能力强的智能体。

摘要： 本申请属于飞行力学领域，特别涉及一种自动化飞机设计参数敏感度分析及优化方法。包括：步骤一、构建自动化飞机仿真模型；步骤二、对所述自动化飞机仿真模型进行自动化作战仿真试验，获取优化后的设计参数。本申请能够基于空战模拟对抗仿真环境，利用计算机操作飞机模型自动化地完成机动、决策等复杂作战过程。自动化仿真排除了人为的不确定因素，保证了机动动作、作战决策的精准性；自动化仿真可以摆脱人在环仿真的人员、时间等限制，能够通过批量循环仿真提供足够样本，为指标敏感度分析提供支撑，有利于全局寻优；空战规则库的设计使得空战仿真实验的战术选取更为灵活，从空战规则库中选择需要的子规则，并加以组合，可以完成完整的作战过程。

摘要： 本发明公开了一种飞机设计专用防冻融装置，属于飞机设计技术领域，防冻融装置的主体位于地坪和土壤层之间，主体包括平行于地坪挖设的主地沟，以及垂直设置在主地沟两侧对称等间距挖设的若干分地沟，每组分地沟内部靠近主地沟位置处均设有一组风机，位于同一侧的每两组所述分地沟之间均设有若干通风管道，每组所述通风管道均等间距且平行设置，通风管道末端的分地沟侧壁上设有用于调节通风管道位置的调节机构。本发明的防冻融装置可达到良好的通风效果从而能够有效防止底层土壤冻融，避免地坪结构破坏，且承载能力优良，耐久性强，可以满足大型客机的轮压载荷，同时施工成本低廉。

摘要： 本申请公开了对象管理系统、飞机设计系统及管理对象的方法。在显示系统(122)上从相对于虚拟人(118)的视点(121)显示具有对象(102)的模型(104)和代表来自人工操作员(111)的虚拟人(118)的三维环境(112)。检测到人工操作员(111)的运动。使用有关实时检测的人工操作员(111)的运动(128)的信息(126)实时识别虚拟人(118)与对象(102)的模型(104)之间的交互。交互改变对象(102)的模型(104)中的一组尺寸(132)。此外，在显示系统(122)上显示虚拟人(118)与对象(102)的模型(104)之间在三维环境(112)中的交互，使得人工操作员(111)能够对对象(102)的模型(104)做出设计改变(134)。

摘要： 本发明的飞机设计装置基于飞机设计所需的多个设计变量，计算出作为飞机的规格的机体规格，判定计算出的机体规格是否满足表示机体可行性的预先规定的制约条件以及使得飞机最佳化的预先规定的最佳化条件，变更设计变量，执行基于所变更的设计变量反复计算机体规格的反复处理，使得计算出的机体规格满足制约条件且满足最佳化条件。由此，飞机设计装置可以进一步实现最佳的飞机设计，且可减少飞机设计所需的劳力和时间。

摘要： 本发明涉及飞机设计技术领域，公开了一种飞机设计试验保温密封系统及其参数优化方法，所述系统包括库板，贯穿所述库板的大截面风道，连接所述库板与大截面风道的保温密封结构；所述库板上设置有穿越口；所述保温密封结构包括设置在所述穿越口上的玻璃钢框体，填充在所述玻璃钢框体、大截面风道之间的保温填充物；参数优化方法包括：S1、确定穿越口形状与大小；S2、设计玻璃钢框体的形状与大小，使其与穿越口相适配；S3、控制保温填充物、聚氨酯灌注发泡层、橡胶保温层、以及柔性硅橡胶层的厚度；本发明能够解决飞机气候实验室在极端环境下风道与库板接口密封安全性差的问题，保证风道、库板连接口在极端温度、振动剧烈环境下，接触区域密封良好。

摘要： 本申请属具体涉及一种飞机设计质量分布特性实时确定方法，包括：构建飞机质量分布切分网格；将飞机质量分布切分网格嵌入至飞机三维数字化图样设计环境中；在飞机三维数字化图样设计环境中嵌入飞机质量分布特性实时分析模块；在飞机三维数字化图样设计环境中，以飞机质量分布特性实时分析模块，按照飞机质量分布切分网格，实时分析计算飞机三维数字化设计图样的质量分布特性。

摘要： 本申请属于飞机设计数据交互设计技术领域，具体涉及一种飞机设计数据交互架构及其方法，其中，飞机设计数据交互架构包括：飞机系统；全域数据空间，所述全域数据空间与所述飞机系统连接，能够与所述飞机系统进行数据交互，对于不同的数据类型划分至不同数据域进行存储；所述全域数据空间内不同数据域包括控制与力交互数据域、总线信息数据域、物质传输数据域、能量传输数据域、硬线交联数据域；人机交互界面，所述人机交互界面与所述全域数据空间连接，能够响应于外部输入读取并显示所述全域数据空间相应数据域内存储的数据。

摘要： 本发明公开了一种飞机设计专用防冻融装置，属于飞机设计技术领域，防冻融装置的主体位于地坪和土壤层之间，主体包括平行于地坪挖设的主地沟，以及垂直设置在主地沟两侧对称等间距挖设的若干分地沟，每组分地沟内部靠近主地沟位置处均设有一组风机，位于同一侧的每两组所述分地沟之间均设有若干通风管道，每组所述通风管道均等间距且平行设置，通风管道末端的分地沟侧壁上设有用于调节通风管道位置的调节机构。本发明的防冻融装置可达到良好的通风效果从而能够有效防止底层土壤冻融，避免地坪结构破坏，且承载能力优良，耐久性强，可以满足大型客机的轮压载荷，同时施工成本低廉。