由于先进的民用运输类飞机结构重量占比越来越小,飞机表现出更高的柔性,采用传统刚体模型假设研究飞机的飞行控制将会产生较大的误差。考虑机翼的大变形运动,采用基于应变的非线性梁模型建立结构动力学与传统刚体飞行动力学耦合模型,利用等效方法获得与刚体模型等效的刚弹耦合飞机气动参数,通过仿真对比了传统刚体模型和刚弹耦合模型在飞机副翼上的响应和垂直阵风响应上的差异。结果表明副翼偏转时刚弹耦合模型副翼舵效率比刚体模型低18.77%,在垂直阵风的作用下基于刚弹耦合模型预测的翼根弯矩比传统刚体模型低8.35%,机翼的弹性运动也会对刚体运动产生一定影响。

为了研究吞雨对航空发动机风扇气动性能的影响,以DGEN380中的风扇作为研究对象,利用数值模拟分析吞雨量及雨滴直径不同时,吞雨对风扇气动性能的影响,重点分析不同吞雨量下流场的变化。结果表明同一雨滴直径下,随着吞雨量的增加,风扇效率、压比及稳定裕度总体上均有所下降,且吞雨量越大下降幅度越大;当吞雨量为4%,雨滴直径为0.5、1.0、2.0 mm时,风扇压比改变较小,风扇效率的下降主要在靠近堵塞边界处;在0%、4%和8%吞雨量下,随着吞雨量增加,风扇动叶通道中尾迹和叶尖泄漏涡引起的损失也在增加,在静叶通道上半叶高区域中,雨滴引起的掺混损失在不断增加。

针对太阳能-锂电池混合动力微型无人机低雷诺数、巡航速度范围大的问题，对可能使用的翼型进行数据拟合，统计并建立雷诺数与翼型阻力关系函数，得出低雷诺数对气动力影响的计算方法，同时进行尾翼配平阻力计算，修正巡航速度变化对气动力的影响。通过FLUENT仿真及实际飞行测试，验证了该计算方法的可行性。

利用三维非结构N-S求解器,对长深比为5:1、宽深比为1:1的开式矩形空腔气动噪声进行了数值分析。采用Cubic k-ε湍流模型求解空腔流场并进行人工重构,结合非线性声学求解器(NLAS)预测空腔近场噪声特性。通过对比空腔底部声压级和功率谱密度的实验值与计算值,以及实验值、计算值、公式计算值和高精度格式值的谐振频率,验证上述计算方法的合理性。为抑制空腔噪声、改善空腔流场环境,采取3种修形结构,对比4种工况下空腔声压级、总声压级、Q准则下的涡等值面及Lamb矢量模云图,结果表明,尾缘斜面最有利于降低噪声,大约可降低5 dB。

对某航空发动机风扇转子叶片物理模型进行弯掠优化设计,改善在设计工况下的总压比和等熵效率以提高发动机整体性能。利用定常数值模拟方法完成计算网格的无相关性检查并采用动叶80万网格方案验证风扇计算模型的有效性。选择贝塞尔曲线对风扇动叶的积叠线进行拟合,通过参数控制叶片积叠线的周向弯和轴向掠;以风扇设计点总压比和等熵效率为目标函数,使用人工神经网络和遗传算法相结合的组合优化算法,对风扇动叶弯掠参数进行自动寻优。风扇叶片弯掠改型使设计点总压比提高了0.18%,等熵效率提高了0.71%。实验结果表明:调整叶片沿展向和弦向的静压分布,可减小叶尖泄漏损失和端壁损失,提高风扇在设计点的气动性能。

为推动过冷大水滴(SLD)结冰适航验证工作的开展,首先从SLD异常结冰微观机理、结冰后飞行性能评估方法和SLD结冰安全防护技术3方面,系统综述了国内外对SLD结冰问题的研究进展;其次结合常规结冰条件下的民机结冰适航验证思路,对SLD结冰的适航验证方法进行了探索;最后,针对未来SLD结冰研究和适航验证工作面临的挑战,提出理论研究与工程实践相结合、加强临界条件验证能力建设、推动SLD结冰适航标准和程序修订的建议,以此突破SLD结冰研究和适航验证面临的瓶颈,解决民机研制和取证中的关键问题。

针对民机液压系统故障诊断对专家经验的依赖和深层网络诊断模型退化的问题,提出改进的一维卷积神经网络算法。首先,将仿真故障数据直接输入一维卷积神经网络,再对卷积层使用残差块机制来提高信息的利用率,引入挤压与激励网络对卷积层特征向量进行加权表示,从而减少无效信息,达到抗干扰的效果;其次,使用一维全局均值池化层处理末层信息,降低神经网络参数的数量和诊断时间;最后,为了验证所提方法的有效性和实用性,通过实验室仿真平台得到的飞机升降舵液压系统故障数据对该方法进行测试,同时与主流算法进行对比。实验结果表明:本文所提方法测试集准确率高达99.3%,相比其他网络在液压系统故障诊断方面准确率和泛化性有明显的提升,在加入20%噪声环境下本文网络相比传统卷积网络诊断准确率提升4.4%,且具有较强的实用性。

运用ANSYS软件对叉剪式液压平台车进行结构模态有限元分析，计算得出平台车的前5阶模态频率及相应的主振型，为设计和使用提供理论依据。