机翼滑移过程气动力与稳定性分析

为适应不同飞行状态,设计了一种机翼可纵向滑移的变体飞机,并分析了在变体过程中的纵向气动特性与纵向稳定性。通过FLUENT UDF动网格技术,计算得到飞机机翼以不同速度滑移的变体过程中纵向气动力和力矩系数的变化情况,据此定性分析机翼滑移速度对纵向气动力和力矩系数的影响;通过研究飞机变体过程中焦点与重心的位置变化曲线,分析飞机在变体过程中的稳定性。结果显示:变体过程中机翼低速滑移时,滑移速度对纵向气动力和力矩系数影响不大;飞机在变体过程中由纵向稳定飞行状态变为不稳定飞行状态。     

伸缩机翼变形技术研究

变体飞机可以根据需要改变气动外形,以便在不同的飞行状态都能获得最佳的气动性能,提高飞机的任务适应能力。伸缩机翼变形技术在国外已经过几十年的研究和探索,是变体飞机技术的主要发展方向之一。本文综述了伸缩机翼技术的发展历史及国内外研究情况,阐述了伸缩机翼变形原理及其优缺点,提炼了设计伸缩机翼所涉及的关键技术,展望了伸缩机翼技术在飞机、导弹、地效翼飞行器以及飞行汽车等方面的应用前景。     

变弯度机翼参数化气动弹性建模与颤振特性分析

变体飞行器在变体过程中结构质量、刚度和阻尼特性会发生显著变化，导致其气动弹性效应十分复杂。如何高效、准确预测变体过程颤振边界是变体机翼结构动力学设计的难点问题之一。现有的非参数化气动弹性建模方法仅能针对单一变体构型进行颤振分析，对变构型的颤振需重复建模，效率低下且可能存在颤振边界丢失问题。针对后缘连续变弯度的变体机翼颤振分析问题，提出了一种参数化气动弹性建模新方法，并综合非定常气动力、流-固耦合插值和气动弹性建模，对变弯度机翼的参变颤振特性进行系统性分析。为验证该参数化建模方法在预测参变颤振特性的准确性，在变弯度机翼的参变模态特征、气动力计算和颤振预测等方面，进行了数值计算与对比研究。仿真结果表明，该方法可高效准确地预测全参数空间内变体机翼的参变颤振特性。     

柔性机翼后缘结构变形重构研究

<正>随着航空技术日新月异的发展,传统飞行器的开缝式后缘襟翼已不能满足军用及民用领域的更高要求。现代变体飞行器主要通过变面积、变后掠角和变弯度等方式实现飞行器结构连续变化。柔性机翼后缘是一种重要的柔性变体结构,它将传统开缝式后缘襟翼结构替换为可连续偏转的柔性材料,实现机翼后缘的连续变形,实现机翼减重、降油耗和提高气动性能等目标。在可连续偏转柔性机翼后缘,使用过程中相对于传统的机翼,会产生较大的弹性变形,因此必须对其变形进行实时的监测和重构,在     

Z型翼变体飞机的纵向多体动力学特性

机翼变形时,变体飞机的翼面积、惯性特性、全机焦点和重心位置等均会发生较大的变化,从而引起飞机的动态特性也随之改变。为此对机翼变形过程中的Z型翼变体飞机进行了纵向多体动力学建模仿真;推导了变形过程中变体飞机的六自由度非线性动力学方程,并通过简化得到了解耦后的纵向动力学方程。机翼折叠动态过程的气动特性数值模拟结果表明,不同折叠角速度下飞机的气动力相差不大。在机翼折叠角速度较小且忽略非定常气动效应的情况下,采用气动力准定常假设对变形过程中不同机翼折叠角速度下变体飞机的纵向响应进行了数值仿真,并研究了重心位置移动和气动特性变化对飞机变形过程动态特性的影响规律。结果表明,折叠过程中气动特性的变化是影响飞机动态特性的主要因素,机翼折叠后飞机的速度和迎角增加,且飞行高度下降较大。     

变体飞机设计的主要关键技术

针对变体飞机的特点,分析了其在设计中出现的诸多新的技术难点,对拟解决的主要关键技术,包括变体飞机不同于常规固定构型飞机的总体及气动协调设计、机翼智能结构设计、可控性设计与飞行控制系统设计等进行了详细介绍。研究结果对于变体飞机的设计具有一定参考价值。     

折叠翼变体飞行器非定常气动特性实验研究

折叠翼变体飞行器是一种可以在飞行中改变自身气动外形的新型飞行器。研制出了一种折叠翼变体飞行器的风洞实验模型,在风洞实验中测得了模型不同变体位置下的气动力以及进行变体运动时气动力的动态变化过程,并通过PIV实验手段获得模型周围的流场在变体运动过程中的变化情况。结果表明：在机翼变形过程中,折叠翼模型有明显的非定常气动现象产生,而且折叠变形的速度越大,非定常现象越明显。出现非定常现象的主要原因是变体运动对机翼前缘涡的影响。     

伸缩机翼变体飞机气动布局初步研究

针对侦察-打击一体化飞机的性能需求,提出了一种伸缩机翼变体飞机气动布局概念方案,采用气动力计算、风洞试验、缩比飞行模型研究等手段,对其机翼展开与收缩等不同状态的气动特性进行了分析,验证了机翼展开状态升阻比高、续航时间长和机翼收缩状态阻力小、加速冲刺性能好的设计思想。研究结果表明,伸缩机翼变体飞机能够适应侦察-打击一体化飞机的需要,具有广阔的应用前景。     

变体飞机的研究进展及其关键技术

简述了变体飞机的发展过程及研究现状,分析了几种典型的变体机翼及其变体方式,提出了发展变体飞机亟待解决的若干关键技术问题,并给出了一些解决问题的方法和途径,最后对变体飞机的未来发展和应用进行了展望.     

伸缩机翼变体飞机气动特性研究

伸缩机翼变体飞机通过机翼伸缩调整机翼展长,从而改变机翼面积和展弦比,改变飞机的气动布局和机翼的气动特性,满足多任务点的设计要求。简要介绍伸缩机翼变体飞机的发展历史,重点研究一种采用伸缩机翼设计的超音速飞机的气动特性变化。研究结果表明：亚音速时机翼展长伸长,展弦比增大,飞机诱导阻力降低,升阻比提高,可以明显提高飞机的航程;超音速时机翼展长缩短,展弦比减小,飞机的波阻降低,升阻比增大,提高了超音速飞行性能。伸缩机翼概念用于超音速飞机设计时能很好地兼顾亚音速巡航和超音速冲刺。     

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。     

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。     

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。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.