民用飞机燃油箱热特性数值仿真

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航空发动机燃烧室数值仿真技术工程应用分析

随着计算流体力学和燃烧仿真模型的迅速发展，以数值仿真为主的燃烧室设计方法逐步取代以大量试验为主的常规设计方法成为可能，并为以最短的周期和最少的费用设计出高水平的航空发动机燃烧室开辟了新的技术途径。

主燃烧室和加力燃烧室（如图1、图2所示）是航空发动机的重要部件，其燃烧性能的优劣将直接影响航空发动机的整机性能、动力输出和污染排放。

燃烧室的工程研发具有学科集成度高、技术难度大、研发周期长、研制风险高等特点，其研发过程通常需要依赖大量的物理试验。

出于降低研制成本、缩短研制周期和减少对物理试验依赖的初衷，20世纪70年代以来，燃烧数值仿真技术被引入到航空发动机的工程设计和型号优化过程中，使得燃烧室设计由基于物理样机的试验设计方法逐步转向基于燃烧虚拟仿真的设计方法。

尤其是近年来，随着现代数学方法、计算机技术和燃烧仿真理论的迅速发展，燃烧数值仿真相关的物理、化学模型不断完善，使得数值仿真技术在航空发动机燃烧室工程研制过程中的作用日益突出，为燃烧室工程研制提供了新的技术手段。

图1 典型主燃烧室示意图2 加力燃烧室示意燃烧室数值仿真工程应用的背景燃烧室设计的关键问题燃烧室作为航空发动机动力的主要来源，其研制的过程受到了航空发动机研制机构的重点关注，通常在其工程设计过程中需要关注如下技术问题。

一是燃烧室气动热力性能评估与优化（如图3所示）。

主要关注主燃烧室和加力燃烧室的总压损失、燃烧效率、出口温度等气动热力性能参数，相关参数的评估和优化对航空发动机的综合性能有重要影响，必须在设计期间进行全面评估和优化。

图3 主燃烧室/加力燃烧室综合燃烧性能评估二是燃烧室点火、熄火与动态燃烧稳定性预测。

在工程设计过程中燃烧室的点火、熄火特性和动态燃烧稳定性，对发动机的使用包线、加速性和可靠性影响很大，工程分析与预测的方法并不完善，技术难度高，在设计中必须重点关注。

三是燃烧室构件装配与变形协调仿真及冷却、换热分析和强度寿命评估。

燃烧室构件冷态装配与热态变形协调，以及因高温引起的刚度、强度和寿命问题突出。

飞机燃油箱可燃性定量分析的燃油箱热参数计算方法研究

【ｅｏｓａｃｆｆｌｙｔｆｌａｋｆｍａｉｙｑａｔｔｅａｌｉｆｌａｋｔｒａｄｔＫｙｒ】ｉｒｔｅｓｅｕｎａｍｂｉｕｎｔｉｎｙｓｕｎｅｌａｗｄｒａｓｍ；ｅｔｌｕｌｔｉｖａｓ；ｅｔｈｍａａ
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ＡｉｃａｕｌＴｎ１ｍｍａｉｔａｔａｉｅＡｎｌｓｒｒｆＦｅａｋＦａｔｂｌｙＱｕｎｉｔａｙｉｉｔｖｓ
摘要：油箱热参数是飞机燃油箱可燃性定量分析的关键输入参数之一。依据燃油箱热量平衡方程，导得出了燃油箱两个热参数平衡温差燃推与热时间常数的定量关系式。基于该关系式，给出了燃油箱热参数的计算方法。此外，还介绍了燃油平均温度的两种获取方法：燃油箱热模型方法和燃油系统热特性飞行试验方法。关键词：飞机燃油系统；油箱可燃性定量分析；燃燃油箱热参数
ｍａａａｉｒｓｎｅ．Ｆｒｒｒ，ｎｏｋｎｓｏｅｈｄｏｂａｎｎｔｅｕｌｕｋｅｅａｕｅｒａｓｒｓｎｅｉｔｉｐｒＦｅＴａｋｌｄｔｓｅｅｔｄｐｕｔｍｏｅｈｅｖｉｄｆｍｔｏｓｆｒｏｔｉｉｇｈｆｅｂｌｔｍｐｒｔｒａｅｌｐｅｅｔｄｎｈｓｐａｅ：ｕｌｏｎＴｈｒａＭｏｅｅｈｄａｄＦｅｙｔｍＴｈｒｌｌｈｓｅｍｌｄｌＭｔｏｎｕｌＳｓｅｅｍａＦｉｔＴｅｔｇＭｅｈｄｔｏ

高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究

高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究高超声速飞行器是目前航空领域的一个热点研究方向，它的研制不仅能够提升我国军事实力，也有望推动民用航空、航天领域的科技进步。

由于高超声速飞行器飞行速度极快，所以它在飞行过程中面临着高超声速湍流、高温高压等复杂的热力学问题。

为了保证飞行器的安全性能和稳定性，对其气动热力特性的数值模拟研究变得非常必要。

高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟主要包括了流动、传热、化学反应等多个方面的问题。

在数值模拟中，采用计算流体力学（CFD）方法对流场进行求解，采用传热计算和化学反应模型对传热和化学反应过程进行研究。

下面分别就高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究的三个方面进行介绍。

一、流动问题高超声速飞行器在飞行过程中会遇到高超声速湍流，这会对飞行器产生极大的影响。

在进行数值模拟的时候，首先需要对高超声速湍流进行计算。

我们采用雷诺平均 Navier-Stokes（RANS）方程模型对流场进行求解。

目前基于RANS方程的数值模拟已经相对成熟，但需要考虑气体的非平衡效应和高温高压下的热化学反应。

基于高精度的物理或化学模型以及分布式计算的方法，数值模拟在计算复杂流动现象中的应用正在得到越来越广泛的认可。

二、传热问题高超声速飞行器在高速飞行过程中，面对着极高的温度和压力，因此热力学问题是高超声速飞行器的重要研究方向之一。

传热问题一般采用计算热力学的方法进行求解。

对于高超声速飞行器，传热问题涉及到较为复杂的物理过程，如辐射传热、对流传热、传导传热等。

采用数值模拟的方法可以帮助研究人员更好地了解这些问题的本质，进一步优化高超声速飞行器的设计和研发。

三、化学反应问题随着高超声速技术的发展，越来越多的研究关注于发动机喷流的燃烧问题。

高超声速飞行器在飞行过程中，涉及到的气体流动复杂、温度高、压力大等问题，这使得燃烧过程变得异常复杂。

在这种情况下，采用化学反应模型对燃烧过程进行分析变得尤为重要。

一个案例让你知道飞机燃油系统仿真的奥秘

⼀个案例让你知道飞机燃油系统仿真的奥秘案例分析：地⾯加油在模型上运⾏稳态仿真后，报告初始流量结果并显⽰如下。

边界条件如预期显⽰预设的值。

所得结果极为有趣：流量分流到左侧、中央和最右侧的油箱。

离加油端⼝最近的左侧油箱接收到的流量明显多于最右侧的油箱，如不加以控制，可能导致失衡，出现危险。

接下来考虑系统中的绝对压⼒结果。

从图中可明显看出流量为何失衡。

加油管路中的较⼤压降导致了流量差异，这是有问题的。

这些结果还显⽰加油⼝的背压为 33.56 pisa，可提供所需的加油量 500 gpm。

了解这⼀情况对之后的分析来说⾮常重要。

要了解系统中的主要压⼒损失，应检查压差结果。

这些都表明，应对加油⼝和滤⽹组件进⾏极为严格的限制。

另外，左⼿侧的加油管路输送的燃油量是右⼿侧的两倍以上，这就导致左侧和中央油箱之间的压⼒损失更多。

最后，到每个油箱进⼝处的燃油滤清器都存在较⼤的压⼒损失，但由于流量失衡，该损失的值从左侧变到右侧。

既然已获取了初始稳态结果，并⾼亮显⽰了单⾯加油时存在潜在的流量失衡问题，那么可以再次使⽤Flowmaster 执⾏“假设分析”情境来确定可能的解决⽅案。

从最后⼀次的分析可以看出，左侧油箱的加油速度远远快于其他两个油箱。

这很好理解，因为从加油嘴到左侧油箱的管路远远短于其他两个油箱，因此压降更⼩。

所以增加到左侧油箱的流量限制是合乎逻辑的，问题是要增加多少。

可以采⽤多种⽅法增加流量限制，其中包括在管路中增加定流孔或⽂⽒管、调整管路尺⼨或主动控制进⼝阀位置。

由于系统尚处在设计阶段，所以可随着设计的进展，先找到正确的损耗系数，然后确定达到该压降的正确⽅法，从⽽确定限制⼤⼩。

因此，在离散损失元器件中⽤于滤清器建模的压差⽆量纲表述作为流量函数的损耗系数将进⾏调整，以了解对系统的影响。

就是这个油箱⼊⼝前的绿⾊矩形。

在初始分析中，该元器件中的损耗系数设为 10。

现在将增加到 50。

将元器件损耗系数从 10 增加到 50 后，下图显⽰的压差结果显著上升，但已成⽐例地趋于接近，因进⼊模型的体积流量边界条件固定，这样就可能提供所需的更平衡的流量。

航空发动机燃油系统数值模型仿真与验证

式中：Ｋ为弹簧弹性系数，Ｋ＝８．３３５ｘ１０Ｎ／ｍ；Ａ为计
量活门有效面积，Ａ＝０．０００４１５４７５ｍ；Ｋｃ为计量活门流量压力系数，＝４．６９９ｘ１０；为液压无阻尼
６５４３２ｌＯ
４３
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Ｆｉｇ．２Ｆｕｅｌｓｙｓｔｅｍｔｒａｎｓｆｅｒｍｏｄｅｌ
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图４试验系统连接示意图
Ｆｉｇ．４Ｔｅｓｔｓｙｓｔｅｍｃｏｎｎｅｃｔｉｏｎｄｉａｇｒａｍ
ｍ：为稳态液动力系数。
当应急电磁阀、放油电磁阀同时工作时，无论电液伺
服阀控制电信号大小，都能使计量活门和分布器活门关闭，迅速切断供油。
４燃油系统仿真与验证
４．１燃油系统仿真
燃油系统仿真模型建立在上述各主要元器件数
图１航空发动机燃油系统仿真模型
Ｆｉｇ．１Ｆｕｅｌｓｙｓｔｅｍｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｍｏｄｅｌ
第２期
徐
健等：航空发动机燃油系【统数值模型仿真与验证研究 — ＩＩ／１ｂ＿一／ｏ
固有频率， ∞ ＝５００４ｒａｄ／ｓ；为液压阻尼比，＝

通用油箱热模型的建模与仿真_兰江

（，ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＥｎｉｎｅｅｒｉｎｇｇ，Ｂ）ＢｅｉｉｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓｅｉｉｎ１００１９１，Ｃｈｉｎａｊｇｙｊｇ：Ｈ，Ａｂｓｔｒａｃｔｅａｔｂａｌａｎｃｅｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌｅｕａｔｉｏｎｓｗｅｒｅｂｕｉｌｔｆｏｒｆｕｅｌｔａｎｋｗａｌｌａｓｉｎｓｉｄｅｑｇｅｎｅｒａｌｒｏｃｅｓｓｅｓ．ＴｈｅｎｔｈｅｆｕｅｌｔａｎｋａｎｄｆｕｅｌｂｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｃｏｍｒｅｈｅｎｓｉｖｅｈｅａｔｔｒａｎｓｆｅｒｇｐｙｇｐｌａｔｆｏｒｍｗｉｔｈＣ＃ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｍｏｄｅｌｏｆｆｕｅｌｔａｎｋｗａｓｆｕｒｔｈｅｒｄｅｖｅｌｏｅｄｏｎｔｈｅＦｌｏｗｍａｓｔｅｒｐｐｌａｎｕａｅ．Ｄｎａｍｉｃｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓｏｆａｆｕｅｌｓｓｔｅｍｗｅｒｅｓｕｂｓｅｕｅｎｔｌｅｒｆｏｒｍｅｄｏｖｅｒａｔｉｃａｌｇｇｙｙｑｙｐｙｐ，ｅｔｄｎａｍｉｃｃｕｒｖｅｓｏｆｆｕｅｌｍａｓｓｒｅｃｉｒｃｕｌａｔｉｏｎｆｕｅｌｍａｓｓｆｌｏｗｒａｔｅａｎｄｆｕｅｌｒｏｆｉｌｅｔｏｆｌｉｈｔｇｙｐｇ，，ｕａｎｔｉｔａｔｉｖｅａｎａｌｓｅｓｏｎｔｈｅｃｏｏｌｉｎａｂｉｌｉｔｏｆｆｕｅｌｃｏｕｌｄｂｅｃｏｎｄｕｃｔｅｄｔｅｍｅｒａｔｕｒｅｓｏｔｈａｔｑｙｇｙｐ，ａｎｄｔｈｅｎａｒｏｒｉａｔｅｃｉｒｃｕｌａｔｉｏｎｍａｓｓｆｌｏｗｒａｔｅｓａｎｄｃｏｏｌｉｎｃａａｃｉｔｏｆｔｈｅｆｕｅｌｒａｄｉａｔｏｒｐｐｐｇｐｙｗｅｒｅｏｂｔａｉｎｅｄ．Ｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｍａｘｉｍｕｍｈｅａｔｌｏａｄｗｈｉｃｈｃａｎｂｅｃａｒｒｉｅｄａｗａｂｔｈｅｙｙｆｕｅｌｉｓａｂｏｕｔ５０ｋＷｏｆｔｈｉｓｆｕｅｌｓｓｔｅｍ．Ｆｏｒａｈｉｈｅｒｈｅａｔｌｏａｄｏｆ７０ｋＷ，ｃｉｒｃｕｌａｔｉｏｎｍａｓｓｙｇ／ｆｌｏｗｒａｔｅｓｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｓｕｌａｎｄｔｒａｎｓｏｒｔｔａｎｋｓ（ｆｒｏｎｔａｎｄｂａｃｋ）ａｒｅ０．３ｋｓａｎｄ０．１ｐｐｙｐｇ／，ｋｓａｎｄｔｈｅｃｏｏｌｉｎｃａａｃｉｔｏｆｔｈｅｆｕｅｌｒａｄｉａｔｏｒｉｓ１２ｋＷ．ｇｇｐｙ：ｆ；；ｄ；ＦＫｅｗｏｒｄｓｕｅｌｔａｎｋ；ｆｕｅｌｔｈｅｒｍａｌｍａｎａｅｍｅｎｔｎａｍｉｃｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｌｏｗｍａｓｔｅｒｇｙｙ传统环境控制系随着飞机性能的不断提高，统中的空气循环制冷系统已经逐渐难以满足日益增长的制冷量需求．一方面，机载电子设备的数量和功率不断增加；另一方面，出于减小代偿损失和提高隐身性能的考虑，对冲压空气的使用限制越来越大．综合热管理系统成为解决这一矛盾的研

航空发动机数值仿真

汇报人：2023-12-01•引言•航空发动机基础理论•数值仿真方法•航空发动机数值仿真模型•数值仿真结果分析•结论与展望•参考文献目录引言研究目的和背景目的提高航空发动机的性能、可靠性和耐久性，降低维护成本，缩短研发周期。

背景航空发动机是一种复杂的热力机械系统，涉及高温、高压、高转速等极端条件下的流体动力学、热力学、材料力学等多学科领域。

研究现状和发展趋势研究现状数值仿真技术已成为航空发动机设计的重要手段，通过建立数学模型、利用计算机软件进行分析和优化。

发展趋势随着计算能力的提升，数值仿真技术将更加精细、准确，涵盖更多物理效应和影响因素，为发动机设计提供更全面的指导。

航空发动机基础理论航空发动机工作原理压缩过程涡轮膨胀空气经过压气机进行压缩，提高其压力和温度。

高温高压气体经过涡轮膨胀，驱动涡轮旋转。

吸入空气燃烧室尾喷管航空发动机通过涡轮风扇或压气机将空气吸入。

燃料与压缩后的空气混合并点燃，产生高温高压气体。

燃气在尾喷管中继续膨胀，以高速排出，产生推力。

压气机用于压缩吸入的空气。

燃烧室燃料与空气混合并点燃。

涡轮驱动转子旋转，消耗燃气中的能量。

尾喷管将燃气以高速排出。

推力航空发动机产生的力，通常用牛顿表示。

马力航空发动机产生的功率，通常用马力表示。

比油耗单位重量的燃料产生的推力，通常用克/牛顿表示。

涡轮进口温度燃烧后涡轮前的温度，通常用摄氏度表示。

数值仿真方法有限元法定义有限元法是一种将连续的求解域离散化为有限个单元体的数值方法。

应用范围广泛应用于结构力学、热传导、流体动力学等领域。

特点能够处理复杂形状和边界条件，对多物理场耦合问题有较好的适应性。

有限差分法是一种用差分近似代替微分的方法，将连续的求解域离散化为网格。

定义主要用于解决偏微分方程和积分方程。

应用范围简单直观，易于编程实现，适用于解决规则的问题。

特点定义有限体积法是一种将连续的求解域离散化为有限个控制体积的方法。

应用范围广泛应用于流体动力学、传热学等领域。

燃油喷射特性数值模拟与实验验证

１１０ｒａｍ，高度１１０ｍｍ。顶盖与缸体用螺栓连接，喷油器置于顶盖中央。定容室内介质为氮气，气源由高压氮气瓶供给，定容室内压力可由环境压力调节至３．５ＭＰａ，温度为室温２９８Ｋ。燃油喷射系统由ＢＱ喷油泵、三相交流电机、燃油箱、高压油管以及喷油器所组成。喷油嘴为单孔式喷嘴，喷孔长度为０．８５ｍｍ，喷孑Ｌ直径分别为０．１８ｍｍ、０．２４ｍｍ、０．３０ｒａｍ，针阀升程为０．３ｍｍ。实验采用ＫｏｄａｋＭｏｔｉｏｎＡｎａｌｙｚｅｒＳＲ—Ｃ高速数码摄像机，图像分辨率６４０乖４８０像素，曝光速度１００００幅／ｓ。
４喷雾基本形态分析
图５是在喷油泵转速１０００ｒ·ｍｉｎ～，喷孔直径０．２４ｒａｍ，启喷压力１５ＭＰａ，背压为大气压时，燃油喷雾发展历程的高速摄像图片和模拟计算结果的对比情况，左边一组是摄影照片，右边一组是模拟计算图。
图５喷雾形态扩展图从模拟计算结果来看，喷雾在形体和宏观尺寸上与实拍照片基本吻合，可以验证模型建立的正确性，下面将采用此模型对喷雾影响因素进行分析。
ｇａｓｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｏｆｃｙｌｉｎｄｅｒａｎｄｔｈｅｄｉａｍｅｔｅｒｏｆｎｏｚｚｌｅｈｏｌｅｏｎｔｈｅｓｐｒａｙｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｗｅｒｅａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｒｏｕｇｈｔｈｅｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｓ，ｔｈｅｇｅｎｅｒａｌｋｎｏｗｌｅｄｇｅａｂｏｕｔｔｈｅｓｐｒａｙｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｓｕｃｈａｓｓｐｒａｙｐｅｎｅｔｒａｔｅｌｅｎｇｔｈａｎｄ
万方数据
第２期
王谦等：燃油喷射特性数值模拟与实验验证
４５
近结构喷嘴实验中观察到的结果比较图，可以看到，模拟结果与实验有较好的一致性。
图２计算结果和实验图片的对比图

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郭军亮
（中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，上海２０１２１０）
摘要：燃油温度是民用飞机燃油箱可燃性评估的关键输入参数。基于部分假设，利用Ｍａｔｌａ性进行了数值仿真研究。研究表明，燃油温度仿真结果与飞行试验结果吻合较好，满足适航规章的误差要求。采用数值仿真方法可在飞机设计阶段较为准确地获得燃油箱热特性，用于支持燃油箱内及附近热
源部件布置的优化，并可在飞机适航取证阶段提供数据支持。
关键词：热特性；燃油箱；民用飞机；数值仿真；适航取证
中图分类号：ＴＰ３９１．９文献标识码：Ａ文章编号：１６７１．６５４Ｘ（２０１３）０１．００６５．０４
第４３卷
第１期
航空计算技术
ＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＣｏｍｐｕｔｉｎｇＴｅｃｈｎｉｑｕｅ
Ｖｏ１．４３Ｎｏ．１
２０１３年１月
Ｊａｎ．２０１３
民用飞机燃油箱热特性数值仿真
Ｓｈａｎｇｈａｉ２０１２１０，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｆｕｅｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｓａｒｅｔｈｅｐｉｖｏｔｌａｉｎｐｕｔｐａｒａｍｅｔｅｒｓｆｏｒｃｉｖｉｌａｉｒｃｒａｆｔｆｕｅｌｔａｎｋｌａｆｍｍａｂｉｌｉｔｙａｓ — ｓｅｓｓｍｅｎｔ．Ｂａｓｅｄｏｎｓｏｍｅａｓｓｕｍｐｔｉｏｎｓ．ｎｕｍｅｉｃｒａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓｔｕｄｙｕｓｉｎｇＭａｔｌａｂ／Ｓｉｍｕｌｉｎｋｓｏｆｔｗａｒｅｏｎｆｕｅｌｔａｎｋｔｈｅｒｍａｌｃｈａｒａｃｔｅｒｓｏｆａｃｅｒｔａｉｎｔｙｐｅａｉｒｐｌａｎｅｉｓｐｒｅｓｅｎｔｅｄ．Ｔｈｅｓｔｕｄｙｉｎｄｉｃａｔｅｄｔｈａｔｔｈｅｎｕｍｅｉｃｒａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｄａｔａｃｏｕｌｄｂｅｂｅｔｔｅｒｃｏｒｒｅｌａｔｅｄｗｉｔｈｌｉｆｇｈｔｔｅｓｔｄａｔａａｎｄｔｈｅｅｒｏｒｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｐｒｅｓｃｉｂｒｅｄｂｙ
（ＳｈａｎｇｈａｉＡｉｒｃｒａｆｔＤｅｓｉｇｎａｎｄＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅ，ＣｏｍｍｅｒｃｉａｌＡｉｒｃｒａｔｆＣｏｒｐｏｒａｔｉｏｎｏｆＣｈｉｎａ，ＬＴＤ．，
ｎｅｎｔｓｉｎｓｉｄｅｏｒｎｅａｒｆｕｅｌｔａｎｋａｒｒａｎｇｅｍｅｎｔ．Ｍｅａｎｔｉｍｅ，ｔｈｅｆｕｅｌｔａｎｋｔｈｅｍａｒｌｃｈａｒａｃｔｅｒｓｃｏｕｌｄａｌｓｏｂｅａｐ —
ｔａｉｎｅｄｕｓｉｎｇｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄａｎｄｃｏｕｌｄｂｅａｐｐｌｉｅｄｔｏｓｕｐｐｏｒｔｏｐｔｉｍｉｚｉｎｇｈｅａｔｓｏｕｒｃｅｃｏｍｐｏ —
ＮｕｍｅｒｉｃａｌＳｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｎＦｕｅｌＴａｎｋＴｈｅｒｍａｌＣｈａｒａｃｔｅｒｓｆｏｒＣｉｖｉｌＡｉｒｃｒａｆｔ
ＧＵＯＪｕｎ — ｌｉａｎｇ
ａｉｒｗｏｒｔｈｉｎｅｓｓｒｅｇｕｌａｔｉｏｎｃｏｕｌｄａｌｓｏｂｅｍａｔｃｈｅｄ．Ｔｈｅａｃｃｕｒａｔｅｆｕｅｌｔａｎｋｔｈｅｍａｒｌｃｈａｒａｃｔｅｒｓｃｏｕｌｄｂｅｏｂ－
ｐｌｉｅｄｔｏｐｒｏｖｉｄｅｄａｔａｓｕｐｐｏｒｔｗｈｉｌｅｔｈｅａｉｒｃｒａｆｔｉｓｕｎｄｅｒａｉｗｏｒｔｈｒｉｎｅｓｓｃｅｒｔｉｉｃｆａｔｉｏｎｐｒｏｃｅｓｓ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｔｈｅｍａｒｌｃｈａｒａｃｔｅｒｓ；ｆｕｅｌｔａｎｋ；ｃｉｖｉｌａｉｒｃｒａｆｔ；ｎｕｍｅｒｉｃｌａｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ；ａｉｗｏｒｔｈｒｉｎｅｓｓｃｅｒｔｉｉｃｆａｔｉｏｎ