航空装备全寿命周期费用多路径管控策略研究

作者： 王泽宇   艾俊强   来源： 航空工程进展 年份： 2019 文献类型 ： 期刊 关键词： 成本   航空装备   全寿命周期费用   管控策略   飞机   多路径  

描述： 航空装备作为高新技术复杂产品,其经济性设计越来越受到重视。在满足用户需求的前提下,如何控制并尽可能降低全寿命周期费用是航空装备研究的重点。通过对全寿命周期费用管控理论和方法的研究,总结以往航空装备研制中经济性工作的经验和教训,结合我国军工产品经费管理的特点,从思想观念、管理和技术等方面入手,提出一套在设计阶段适合我国航空装备全寿命周期费用多路径管控的策略,并在某型飞机研制中试点应用。结果表明:某型飞机研制费用管控效果较好,验证了该策略的合理性和有效性。

高机动飞机俯仰控制舵面研究

作者： 樊鹏飞   李云鹏   李宪开   王泽宇   来源： 飞机设计 年份： 2019 文献类型 ： 期刊 关键词： 腹部扰流板   静不安定度   高机动   纵向控制   大迎角  

描述： 针对高机动飞机大迎角飞行低头能力不足及起降构型静不安定度过高的问题,采用数值模拟的方法探索了一种机身后体下表面嵌入式扰流板作为补充舵面的气动收益。分别对安装位置、舵面长度、开启角度进行了参数影响研究,总结出扰流板的设计原则,揭示了流动控制机理。研究结果表明,嵌入式腹部扰流板可作为高机动飞机大迎角低头控制及改善静不安定度的有效措施,对于无推力矢量战斗机的战斗力提升,具有重大意义。

电磁计算在飞机隐身设计中的应用及未来需求

作者： 艾俊强   张扬   王健   来源： 电波科学学报 年份： 2020 文献类型 ： 期刊 关键词： 雷达散射截面(RCS)   隐身   仿真   电磁计算   飞机  

描述： 随着飞机隐身技术的发展,对电磁计算提出了更高的要求,文中分析了国内外技术基础,梳理了电磁计算在飞机雷达隐身设计中的切入点和应用点,阐述了设计过程中利用电磁仿真手段重点开展的分析研究内容.在此基础上,分析了目前电磁计算在飞机隐身设计领域存在的技术难点以及未来技术需求,并结合飞机研制工程经验,指出未来电磁计算将重点突破超电大尺寸目标快速计算、隐身结构材料仿真等问题.

电磁计算在飞机隐身设计中的应用及未来需求

作者： 艾俊强   张扬   王健   来源： 电波科学学报 年份： 2021 文献类型 ： 期刊 关键词： 雷达散射截面(RCS)   隐身   仿真   电磁计算   飞机  

描述： 随着飞机隐身技术的发展,对电磁计算提出了更高的要求,文中分析了国内外技术基础,梳理了电磁计算在飞机雷达隐身设计中的切入点和应用点,阐述了设计过程中利用电磁仿真手段重点开展的分析研究内容.在此基础上,分析了目前电磁计算在飞机隐身设计领域存在的技术难点以及未来技术需求,并结合飞机研制工程经验,指出未来电磁计算将重点突破超电大尺寸目标快速计算、隐身结构材料仿真等问题.

隐身飞机机身侧棱电磁散射特点分析

作者： 张扬   艾俊强   王健   张维仁   来源： 航空工程进展 年份： 2017 文献类型 ： 期刊 关键词： RCS   电磁散射   棱边   隐身飞机  

描述： 隐身飞机机身侧棱是侧向重要散射源,研究其电磁散射特点具有重要意义。建立机身侧棱分析模型,采用多层快速多极子算法(MLFMM)进行计算,获得雷达散射截面(RCS)沿水平面方位角的分布数据;构建RCS峰值、波峰宽度、旁瓣均值三维度评价方法,基于该方法分析机身侧棱电磁散射的极化特性和频率特性;针对棱边长度、棱边尖劈角、棱边厚度三项关键几何参数,建立变参数模型并通过仿真研究RCS对几何参数的敏感性。结果表明:RCS峰值对棱边长度及棱边尖劈角比较敏感,波峰宽度对频率比较敏感,旁瓣均值对频率及棱边尖劈角比较敏感。

气动完整性对飞机气动特性的影响分析

作者： 赵博文     艾俊强     谢露   来源： 飞行力学 年份： 2025 文献类型 ： 期刊 关键词： 气动完整性   舵面卡阻   翼面结冰   发动机失效   自适应容错机制   部件破坏  

描述： 气动完整性对飞机气动特性的影响分析

气动完整性对飞机气动特性的影响分析

作者： 赵博文     艾俊强     谢露   来源： 飞行力学 年份： 2025 文献类型 ： 期刊 关键词： 气动完整性   舵面卡阻   翼面结冰   发动机失效   自适应容错机制   部件破坏  

描述： 气动完整性对飞机气动特性的影响分析

航空发动机进口帽罩结/防冰特性试验研究

作者： 陈竹兵     周澎录     龚欢     王泽宇     宋思泽   来源： 科学技术与工程 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 航空发动机   结冰   冰风洞   防冰   进口帽罩  

描述： 航空发动机进口帽罩作为发动机重要的进口部件，防冰能力关乎发动机性能甚至影响飞行安全。为了研究航空发动机进口帽罩防冰性能，通过冰风洞对进口帽罩进行结/防冰试验，得到了进口帽罩表面结冰状况随热气流量、来流温度、来流风速的影响规律。试验结果表明：进口帽罩防冰能力从尖锥头部到帽罩后端逐渐增强；帽罩防冰能力随热气流量增加而提升；帽罩表面冰型随来流温度、来流风速变化而发生改变；帽罩表面结冰区域随风速增加而扩大。研究成果可以为进口帽罩防冰系统设计和验证提供重要指导。