机翼动态气动特性实验研究

介绍了动态特性风洞实验的技术方案、测试系统和测试软件。对前缘后掠６０°的三角翼在迎角０°～９０°范围内快速上仰时的升力进行了测量。结果表明：机翼快速上仰时,随上仰速率增大最大升力系数增高,即动态升力效应更明显;失速迎角也增大。此外,给出了简缩频率、平均迎角、振荡振幅以及俯仰轴位置等对振荡机翼产生的非定常瞬时力的影响     

双三角翼俯仰振荡运动的流场特性数值模拟

 建立了适用于双三角翼大迎角非定常分离流场模拟的数值方法,研究双三角翼俯仰振荡时的动态流场特性,给出动态流场结构和气动力性能随迎角的变化规律,重点考察了减缩频率、转轴位置、平均迎角和振幅等参数对动态流场迟滞效应和气动力曲线迟滞环的影响。研究结果表明:俯仰振荡到相同大迎角时上仰和下俯的流场存在明显差异;减缩频率对气动力迟滞效应的影响相对大于转轴位置;平均迎角的变化导致双三角翼背风区流场结构呈现不同流态,而振幅的大小决定这些流态的数目,事实上俯仰运动时如果跨越的流态数目越多则流场结构的动态响应滞后现象就越显著。通过数值分析,有利于提高对双三角翼在俯仰振荡运动条件下的非定常特性和流场滞后效应等非线性现象的认识。     

1.2m×1.2m高速风洞大振幅动态试验系统及其初步应用

高速大迎角动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器性能的重要参数之一.本文简要介绍了在CARDC的1.2m×1.2m高速风洞的大振幅动态试验系统.试验M=0.40,0.60,0.80;振幅为15°、30°;振动频率分别为0.84Hz、1.47Hz、2.84Hz和4.41Hz.初步分析试验研究所揭示的70°三角翼模型高速大迎角动态气动特性,结果表明:M数、迎角振荡的幅值和K值(振动减缩频率)是影响70°三角翼模型动态迟滞气动特性的主要参数.     

上仰三角翼的流动与频率特性

在水洞和风洞中分别完成了上仰三角翼的流动显示和动态测压试验,目的是研究上仰-停止三角翼的流动和频率特性。水洞中的流动显示试验结果表明,在不同的上仰迎角范围和不同的简化频率k值下,三角翼前缘涡破裂点的位置变化是不相同的。通过分析在风洞中测得的三角翼做上仰运动时的压力信号的结果表明,在破裂涡区中,在相同的名义迎角下,无量纲螺旋波的主频比静态时的高,且k值越大无量纲螺旋波频率越高。不同后掠角的三角翼均能得到相似的结论。     

80°／65°双三角翼模型大迎角气动特性风洞实验研究

在气动中心低速所Ф3．2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°／65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究。试验雷诺数为0．49～1．3（×10°）,迎角为0°～60°。研究结果表明：不同实验手段获得的研究结果之间具有较好的相关性,该双三角翼在迎角30°时升力系数出现最大值,在迎角30°～37°之间,升力系数变化不大,之后升力系数急剧下降;迎角超过30°,前缘涡出现破裂,迎角由38°增至40°,吸力峰消失,压力系数骤降,迎角超过40°吸力峰完伞消失,前缘涡完伞破裂。     

低背鳍对细长平板三角翼分离涡稳定性影响的研究

对细长锥体分离涡稳定性判据进行了介绍,并应用该判据对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍组合体分离涡流场的稳定性进行了分析。为了验证理论分析的有效性,并观察气动力随迎角的变化,根据理论分析模型设计了实验模型,并在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角为82．5°,实验迎角范围12°～32°,侧滑角范围-10°～＋10°,实验雷诺数1．66×106。实验结果表明：在翼面上发生旋涡破裂前,单独细长平板三角翼的横向力／力矩在实验迎角范围内始终为零;加了两个不同高度的背鳍后,在一定迎角下,三角翼的横向力／力矩变得不为零。理论分析结果和实验结果在定性上吻合得很好,初步验证了有关文献关于细长锥体分离涡的稳定性理论。     

80°／65°双三角翼滚转稳定特性预测研究

在FL-23风洞中开展了80°／65°双三角翼大迎角下的滚转特性研究．包括静态测力试验．动导数试验和自由滚转试验,通过静态测力试验及动导数试验获得了双三角翼模型在大迎角条件下的滚转力矩特性以及动导数特性,从而对双三角翼大迎角条件下的滚转运动特性进行了预测．最后通过自由摇滚试验对预测结果进行了验证。研究结果表明随着模型迎角的增加,双三角翼呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、舣周期震荡、准极限环摇滚．通过静态气动力及动导数可以较准确地对模型的运动形态及对应的迎角范围进行预测。     

钝前缘三角翼无人机气动特性研究

三角翼布局因其优良的气动特性在军用飞机和无人机上获得了广泛应用.为了研究钝前缘三角翼无人机的气动特性,首先采用求解雷诺平均N-S方程的方法对NASA钝前缘三角翼标模进行对比计算,以验证计算方法的可靠度;然后对无人机四个升降舵偏角的气动力和流场特性进行分析研究.结果表明:三角翼无人机在升力系数较小时具有较高的升阻比,当迎角小于1 5°时,钝前缘三角翼前缘气流附体、吸力较高,翼面的横向流动不明显,使飞机的升阻比提高;当迎角大于15°后,涡流特征起主导作用,使得飞机在直到40°迎角范围内没有出现大面积气流分离,具有良好的俯仰稳定性,升降舵效率较高.钝前缘三角翼气动布局在翼展受限、翼载较小的条件下具有一定的气动特性优势.     

三角翼俯仰振荡中若干参数影响的实验研究

本文研究一个 6 0°三角翼以不同振荡频率 ,不同振幅从不同起始迎角进行俯仰振荡的纵向气动力特性 ,研究发现跨越具有不同时间尺度的流态的振荡会产生明显的气动力迟滞现象 ,这一迟滞现象随减缩频率的增大有一个极限值 ;在同一种流态下振荡 ,气动力迟滞现象不明显 ,这一结果对充分利用非定常气动力有指导意义。     

后缘喷流对三角翼前缘涡的影响

本实验应用染色液流动显示技术和激光测速技术 (LDV)研究了 6 0°后掠三角翼在后缘差动喷流、对称喷流情况下前缘涡破裂位置、涡核的空间分布、涡核的速度分布以及三角翼背风面流动结构随迎角的演化等。实验结果表明 ,喷流增大了三角翼前缘涡涡核保持高速度的区域 ,推迟了涡核减速的位置 ,在大迎角情况下 ,对称喷流有助于消除由前缘涡振荡引起的“摇滚”现象。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。