机头空速管位置误差值的计算

取得机头空速管的位置误差是消除这个误差的先决条件。本文应用旋成体理论分析、计算了旋成体顺流扰动的压力场,得出了较精确的计算结果,可应用于计算机头空速管的静压探测特性。为检验本文理论分析的有效性,具体计算了××型飞机机头空速管的位置误差值,与试飞结果比较,两者的符合性很好。本文还指出了消除空速管位置误差的可能方法,并简要地介绍了机头空速管的气动补偿设计。     

跨音速飞机头部进气道前空速管的气动补偿计算

现有飞机的气压高度表误差往往较大,如Ma_∞=0.9时高度误差达300m,严重影响了飞机的低空、超低空飞行。为了减小气压高度表的指示误差,通常采用补偿方法。气动补偿是有效的方法之一。 由于机头及进气道的阻塞作用,机头前方将产生一个正压场。受正压场影响,有限长空速管所测静压并非飞机所在高度的真实静压,其中包含较大的静压误差C_(pw)。气动补偿原理就是选用特定外形的补偿空速管,使气流流经静压孔时产生一定量的补偿负压     

气动补偿空速管的研究与发展

气动补偿空速管是与飞行安全性和飞机飞行的高度分层密切相关的重要器件，在改进现役飞机和设计新机空速系统中起着重要作用。本文依据多年来大量的气动计算和风洞实验所到的结果，叙述了气补偿空速管的原理、分类、设计思想、特点，风洞校准，气动计算，使用和发展等情况。     

补偿空速管与飞机的匹配性设计

阐述了空速管位置误差形成的机理及其计算方法,提出采用补偿空速管与飞机进行匹配性设计来补偿这一误差,匹配性设计的目的是要确定补偿空速管的长度。对补偿特性的校正和符合性检验问题也作了说明。     

气动补偿空速管高速风洞试验技术研究

为了在FL－21风洞中标定气动补偿空速管，有必要分析试验数据的精准度要求。对流场特性测量与分析、试验方法改进、试验标模系统的建立等方面的研究，提高了气动补偿空速管的试验测量精度和稳定性，为气 动补偿空速管用于飞机／导弹的测高测速系统改造和设计提供了可靠的依据。     

歼击机高度分层试飞验证

针对采用气动补偿空速系统以改善测高系统精度的现代飞机 ,简要介绍了高度分层的要求 ;阐述了引起飞机空速系统位置误差的主要误差源并进行了分析 ;给出了通过 GPS速度法对歼击机高度分层试飞验证结果 ,并对试飞结果进行了分析和讨论 ;结果表明 ,所得到的试飞数据可为飞机气动补偿空速系统设计和高度分层试飞方法研究提供重要依据。     

民用飞机大气传感器低速验证试验研究

飞机的大气传感器是获得飞机外部大气参数的重要的测量仪器,如果大气传感器自身精度不够,或者由于布置不合理引起的误差,就会引起飞行危险。为了验证气动设计的布局方案,选出传感器位置比较优化的方案,得到机头静压值随迎角变化不变的区域,同时总结出民机大气数据传感器布局设计验证的风洞试验方法。通过低速测压风洞试验和缩比传感器（风标和七孔探针）,测量得到大气传感器不同布局位置的气动特性。结果表明：大气传感器的布局位置对测量结果影响相当重要;试验结果与计算结果符合良好,满足气动设计要求。     

民用飞机攻角传感器安装定位研究

对民用飞机风标式攻角传感器安装定位进行了研究。根据相关条例中攻角传感器安装使用的要求,提出了侧滑敏感性分析方法和攻角校线分析方法。利用数值模拟方法对传统机头和"流线型机头+翼身组合体"构型进行气动计算,通过侧滑敏感性分析方法和攻角校线分析方法,对攻角传感器的安装位置规律进行分析,最终在两种机头外形上得到相同的攻角传感器安装定位规律——轴向48%~100%机头最大宽度线上为攻角传感器的最佳安装位置。将得到的规律应用至构型一的攻角传感器安装定位中,并通过风洞试验对安装位置处的侧滑敏感性以及攻角校线进行验证,结果表明侧滑敏感性和攻角校线试验结果与CFD计算结果完全一致,证明了本文提出的攻角传感器安装定位分析方法合理、可行,总结的规律正确,对机头外形类似飞机的攻角传感器安装定位具有一定的参考价值。     

涡桨飞机发动机短舱气动改进设计研究

本文通过数值计算方法,从上下安装位置和局部外形两个方面着手改进短舱,给出两个改进方案,兼顾高速气动特性和低速气动特性两个方面,全面改善飞机气动特性,降低了短舱对机翼气动特性的不利影响,并且总结出短舱的安装位置和外形分别对机翼高低速气动特性的影响规律,为涡桨飞机翼吊短舱的气动设计提供有利经验。     

残击机高度分层试飞验证

针对采用气动补偿空速系统以改善测高系统精度的现代飞机，简要介绍了高度分层的要求，阐述了引起飞机空速系统位置误差的主要误差源并进行了分析；给出了通过GPS速度法对残击机高度分层试飞验证结果，并对试飞结果进行了分析和讨论；结果表明，所得到的试飞数据可为飞机气动补偿空速系统设计和高度分层试飞方法研究提供重要依据。     

民用飞机总压探头布局位置气动分析方法

民用飞机通过机载大气数据传感器测量飞机所处环境下的大气总压与静压，并计算空速。为研究民用飞机总压传感器布局位置的气动特性，采用CFD数值计算手段得到不同迎角和侧滑角工况下机头附近的流场，通过候选总压探头布局位置的局部气流角度和探头总压损失曲线获得不同工况下的总压损失和空速误差。当局部角度曲线斜率低且各曲线聚集时，是总压探头的理想最优布局位置，探头局部气流角对迎角和侧滑角均不敏感，能同时保证横向和纵向气动特性最优；通过探头位置的局部气流角度并结合风洞试验获得的总压损失系数分布曲线进行总压损失预估，该方法对总压损失的预测准确有效,预测精度满足要求，可用来进行空速误差估算；总压探头布局位置的选取需结合民用飞机实际运行的侧滑角/迎角包线综合判断。     

某大型飞机后缘襟翼气动/机构综合优化设计

大型飞机增升装置的研制不仅需要其提供足够的气动性能,也需要对噪声、舒适性等进行综合考量设计,而增升装置是提高大型飞机综合性能的重要系统,也是目前技术发展亟待研究和解决的重要问题。对于增升装置机构设计,通过设计较为简单的铰链襟翼机构来引导襟翼达到较优位置,然后选择气动性能较好的位置作为新的优化位置,求得较优机构位置。机构位置改变结合气动性能验证需要进行大量的迭代计算以及结果优化,因此以机构设计为基础,探究多目标优化计算的新方法,最终实现气动结构一体化设计目标。选用铰链式后缘襟翼为研究对象,综合考量后缘襟翼旋转与扰流板下偏联合运动对于气动性能影响,利用所研究方法,对其进行气动机构一体化设计并得出设计结果。     

Water takeoff performance calculation method for amphibious aircraft based on digital virtual flight

Owing to the strong coupling among the hydrodynamic forces, aerodynamic forces and motion of amphibious aircraft during the water takeoff process, the water takeoff performance is difficult to calculate accurately and quickly. Based on an analysis of the dynamics and kinematics characteristics of amphibious aircraft and the hydrodynamic theory of high-speed planing hulls, a suitable mathematical model is established for calculating the hydrodynamics of aircraft during water takeoff. A pilot model is designed to illustrate how pilots are affected by the lack of visual reference and the necessity to simultaneously control the pitch angle, flight velocity and other parameters during water takeoff. Combined with the aerodynamic model, engine thrust model and aircraft motion model, a digital virtual flight simulation model is developed for amphibious aircraft during water takeoff, and a calculation method for the water takeoff performance of amphibious aircraft is proposed based on digital virtual flight. Typical performance indicators, such as the liftoff time and liftoff distance, can be obtained via digital virtual flight calculations. A comparison of the measured flight test data and the calculation results shows that the calculation error is less than 10%, which verifies the correctness and accuracy of the proposed method. This method can be used for the preliminary evaluation of airworthiness compliance of amphibious aircraft design schemes, and the relevant calculation results can also provide a theoretical reference for the formulation of flight test plans for airworthiness certification.     

隐身性能约束的多目标气动外形优化设计

从飞机外形设计的总体、气动和隐身设计要求出发,根据多目标优化的基本概念,将Pareto方法与遗传优化搜索相结合,并采用了群体排序、基于共享机制的小生境技术和Pareto解集过滤器等技术使解集具有良好分布特性,在此基础上建立了一套可满足飞行器外形气动/隐身一体化综合优化设计优化模型和优化方法。文中针对飞行器外形优化设计要求,提出了复杂外形参数化和设计变量的选取原则。并根据某飞行器设计要求,进行了在以隐身特性为约束条件下,以亚声速和超声速气动特性为设计目标的飞行器外形综合优化设计,取得了良好的优化设计结果。     

现代超临界翼型设计及其风洞试验

开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法(RwSecSelPSO)、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、Kriging代理模型结合定期望值型的目标函数建立了优化设计系统。针对提高阻力发散马赫数和降低巡航低头力矩的设计指标,利用优化设计系统通过调整目标期望值设计了一系列满足设计指标但阻力发散马赫数不同的超临界翼型,并选择了其中具有典型特性的翼型进行了对比分析,验证了提高阻力发散马赫数和低速失速特性的设计方法,指出了在阻力发散点形成平顶形压力分布的超临界翼型具有较好的综合性能。对设计的超临界翼型进行了高、低速风洞试验验证,试验结果表明:设计结果达到了设计指标要求,提出的低速改进方案有效,层流对超临界翼型失速特性影响较大。     

高超声速飞行器碳基头锥烧蚀外形计算

高超声速飞行器头锥部位的烧蚀外形会影响飞行器的升阻比和飞行器的稳定性,烧蚀外形的准确评估对于长时间滑翔式飞行器的综合设计具有重要意义。本文介绍了头锥烧蚀外形计算方法,基于该方法对飞行器头锥烧蚀外形进行了仿真研究,某飞行器头锥烧蚀的仿真结果与试验结果吻合良好。对比了飞行器进行俯仰运动和滚转运动时的烧蚀外形,总结了烧蚀外形随飞行状态变化的演变规律,俯仰运动影响头锥迎风面和背风面的烧蚀量,滚转运动影响头锥烧蚀位置。     

Determination of optimal samples for robot calibration based on error similarity

Industrial robots are used for automatic drilling and riveting.The absolute position accuracy of an industrial robot is one of the key performance indexes in aircraft assembly,and can be improved through error compensation to meet aircraft assembly requirements.The achievable accuracy and the difficulty of accuracy compensation implementation are closely related to the choice of sampling points.Therefore,based on the error similarity error compensation method,a method for choosing sampling points on a uniform grid is proposed.A simulation is conducted to analyze the influence of the sample point locations on error compensation.In addition,the grid steps of the sampling points are optimized using a statistical analysis method.The method is used to generate grids and optimize the grid steps of a Kuka KR-210 robot.The experimental results show that the method for planning sampling data can be used to effectively optimize the sampling grid.After error compensation,the position accuracy of the robot meets the position accuracy requirements.     

某小型离心压气机气动设计

针对无人机动力装置的需求,为某小推力的涡轮喷气发动机进行了单级离心压气机的气动设计.所用的压气机设计方法为:从一维的热力计算出发来进行流道结构设计,以二维通流计算为基础,通过调整各排叶片的环量分布,来获得所要求的气动性能,并通过叶片任意造型最终生成与通流计算结果较为一致的三维叶型,最后通过三维计算流体动力学(CFD)计算来分析气动设计的性能结果.最终设计出的离心压气机在设计点的各项性能参数均达到了设计要求,并且在各个转速下压气机的特性线比较平缓,压气机有较为宽广的稳定工作范围.