世纪宇航公司试验轻型公务机

世纪宇航公司在西雅图的华盛顿州立大学低速风洞进行ＣＡ—１００公务机的初始风洞试验。该公司的气动工程师称，试验采用的是具有完整的控制表面的１／５的缩比模型，目的是评估层流翼型的低速特性，并验证俯仰、滚转和偏转稳定性以及控制特性。风洞试验时飞机的最大迎角为３８”，最大偏转角为士３０“负责工程的副总裁ＤａｌｅＲｕｈｅｌ称，根据风洞试验的结果，发动机短舱和挂架的位置需要重新作调整，放在后机身较低的位置，飞机的迎角发生变化但飞机的性能和几何尺寸不会有改变。ＣＡ—１００以威廉姆·罗尔斯公司的ＦＪ３３—ｌ发动…     

鸭式飞机矢量喷流对大迎角气动特性的影响

针对单发鸭式布局飞机，通过低速风洞试验，研究了矢量喷流对飞机大迎角气动力的影响特性。研究结果表明：发动机喷口直径变大使得飞机大迎角升力和阻力系数增加，并产生低头力矩系数。喷流使得飞机大迎角升力和阻力系数明显增加，并产生低头力矩系数；大喷口状态喷流影响比小喷口状态高50%左右。发动机喷管上/下偏转时，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，喷管上偏减小升力和阻力系数、产生抬头力矩系数，喷管下偏增加升力和阻力系数、产生低头力矩系数，且喷管下偏影响明显比上偏大。在此基础上，基于数值模拟结果对喷流与飞机主流的相互作用机理进行了分析。     

襟翼表面粗糙度对多段翼型升力的影响

在襟翼上表面填充多孔吸声材料,虽然缝道的噪声有所降低,但翼型升力系数也有较大损失。为了确定是否因多孔材料造成翼面粗糙度增加而降低了升力系数,也为了进一步确定数值模拟中粗糙表面简化模型的适用性,通过风洞试验和数值模拟进行研究。数值模拟采用沿流向三角形凸起模拟吸声材料的粗糙度,采用ANSYS-Fluent的二维模块、非结构网格和k-ωSST湍流模型进行计算。风洞试验在某NF-3低速翼型风洞中完成,采用等弦长的二维测压模型,光滑模型表面是通过在吸声材料上覆盖光滑薄膜实现的。结果表明:可以采用沿流向三角形凸起模拟吸声材料的粗糙度对升力特性的影响;吸声材料的粗糙度影响翼型的升力系数。因此,若通过吸声材料降低缝道流动噪声,需要进一步研究吸声性能好且表面比较光滑的材料/结构。     

MD-95完成低速风洞试验

麦道公司利用MD-95的9%缩比模型在东哈特福德的联合技术研究中心成功地完成了MD-95的低速风洞试验。     

低速通用飞机机翼低成本精细化设计

针对低速通用飞机升阻特性的低成本精细化设计,通过合理地简化模型,建立了一种将翼型升阻比曲线斜率作为附加设计约束的机翼工程优化设计方法。基于该优化设计方法,利用低成本快速设计分析工具开展了优化设计,并对设计方法及结果进行了风洞试验验证。试验结果表明,所提方法能够有效提高机翼最大升阻比,同时使最大升阻比对应的升力系数逼近巡航工况,进一步挖掘了低速通用飞机的经济性潜力。     

Gurney襟翼对双三角翼气动特性影响的低速风洞实验研究

通过低速风洞实验研究了Gurney襟翼对双三角翼气动特性的影响,结果表明Gurney襟翼可以提高双三角翼的升力系数、最大升力系数以及中高升力系数情况下的升阻比。此外,进一步证实了Gurney襟翼的有效迎风面积是影响增升效果的主要因素。     

大型客机低速构型高雷诺数风洞腹撑支架干扰数值模拟

风洞到飞行相关性修正是获取现代大型客机低速气动特性的重要手段，通常采用增压提高风洞试验雷诺数，而支架干扰修正是该修正体系的一个关键环节。采用数值模拟研究了增压风洞腹撑的支架干扰，并分析了腹撑对飞机各部件的干扰及其对风洞流场的影响。通过数值模拟与风洞试验对比，表明升力系数相差0.006，阻力系数最大相差0.001 2，俯仰力矩系数最大相差0.01，验证了CFD数值模拟方法的可靠性。CFD计算结果表明：腹撑使得全机升力增加、阻力减小，俯仰力矩增加；腹撑对升力影响的主要部件是机翼，腹撑使得风洞中心以上动压增加，提升上翼面流速，从而增加了机翼的升力；与传统认识不同的是腹撑对阻力影响为负，且主要影响部件为缝翼，原因为缝翼下偏使得法矢分量向前从而减小了阻力；腹撑对俯仰力矩影响的主要部件是机身及平尾。研究结果揭示了腹撑对飞机气动特性影响的量级、主要影响部件及其流场变化，可为支架干扰数据修正及支架优化设计提供参考。所得结论可更好用于支架干扰试验的开展及风洞到飞行数据的修正，具有一定的工程实用性。     

雷诺数对大型客机低速气动特性影响的试验研究

在哈尔滨气动院FL-9 增压风洞进行了某大型客机低速高雷诺数半模测力测压风洞试验,来流马赫数为0.2,增压范围为1~4个大气压。基于模型机翼平均气动弦长的雷诺数从2.9×106 到11×106。以此为基础主要分析了雷诺数对机翼纵向气动力特性的影响,结果发现雷诺数对升力线斜率、最大升力系数、失速攻角和失速特性都有影响。相对于增升装置打开后的高升力构型,雷诺数对巡航构型的影响更明显。     

风洞实验中机翼振动对气动特性影响的计算分析

通过求解非定常N-S方程研究了弹性机翼在低速气流中振动时的气动特性,并与刚性机翼气动特性做了比较。通过结构有限元方法计算出模型机翼的结构模态和相应振动频率,假设机翼以最小刚度的弯曲模态振动,计算了不同振幅下不同迎角、尤其是失速迎角附近的升力特性。计算结果表明,在小振幅下机翼的平均升力特性和刚性机翼相差很小,但当振幅达到一定幅度后,振动机翼下平均升力特性与刚性机翼的结果有较明显的差别,主要表现在最大升力系数的降低和失速迎角的减小。此结果可以解释实际风洞实验中最大升力系数往往小于CFD结果、实验中最大升力系数对应的迎角也比CFD结果小的现象。     

基于控制理论方法的翼型最大升力优化设计

使用控制理论方法建立了对翼型最大升力优化设计的模型.并且在给定约束力矩系数和约束翼型面积条件下对GAW-1低速高升力翼型进行了最大升力状态实例优化设计,验证了使用粘性伴随方法建立的以翼型最大升力为目标的多约束优化模型的有效性。     

联接翼布局低速纵向气动特性研究

本文基于低速风洞纵向测力以及涡格法的理论计算结果，初步研究了联接翼布局的低速 向气动特性，并与相应的机翼、尾翼相分离的正常布局的试验结果作了比较。结果表明，联接翼布局具有许多优点，如较大的升力线斜率Ｃ、较大的最大升力系数Ｃｙｍａｘ、较大的纵向稳定度、相当小的诱导阻力Ｃｘｉ和较高的巡航或阻比Ｋ，以及具有直接升力和直接侧力控制的可能性。文章还表明在联接翼前部配置鸭翼对进一步提高和改善其纵向气动性能的可     

发动机构件测量温度修正方法研究

本文是根据多年对大气温度分布资料分析研究，指出ＣＣＡＲ２５部规定“热天”是一条理想大气温度曲线，凡是外界大气温度偏离该条件下所进行的试验，都必须修正到该条件，作者根据ＷＪＸ发动机适航考核试验数据，按照ＣＣＡＲ２５规定“热天”以及ＷＪＸ发动机规定可以使用大气进行修正量计算，从计算结果可以看出，该修正量不容忽视，从各种风险率大气极值与ＣＣＡＲ２５部的“热天”相比较可以看出，与其说是对测量温度的修正计算     

某型民机着陆构型粘性气动力计算

采用ICEM对某型民机着陆构型进行多块结构化点对点网格剖分,运用基于N-S方程的WISE MAN PLUS软件对该构型低速粘性复杂流场进行数值模拟.在进场条件下,计算的升力和试验值误差在3.8%以内,俯仰力矩和试验误差在3.6%以内;计算与试验失速迎角差别在1°左右,最大升力系数较试验小6.3%.同时还给出了一些流场显示结果,对复杂流场进行了机理分析.计算与风洞试验结果符合较好,满足工程需要.     

英宇航在京介绍阿芙罗RJ系列客机

9月2日英国宇航公司在北京向BAe146飞机的用户中国国际航空公司和西北航空公司的技术人员、飞行员以及民航总局的专家共30余人详细介绍了“阿芙罗”RJ系列支线喷气客机.这是自今年7月1日AI(R)解体后,英国宇航公司首次来华介绍“阿芙罗”RJ     

8m＊6m风洞升力干扰因子数值计算

叙述了８ｍ＊６ｍ风洞洞壁升力效应的模拟方法，计算了８ｍ＊５ｍ风洞的升力干扰因子，并和８ｍ＊６风洞现采用的干扰因子曲线以及低速风洞试验提供的资料值进行了比较。     

某民机着陆构型雷诺数效应风洞试验研究

通过对某民机增升装置着陆构型进行半模高雷诺数风洞试验,获得了不同马赫数下的雷诺数影响。结果表明:对于该民机的着陆构型,在试验雷诺数范围内,雷诺数对最大升力系数的影响存在敏感区域,最大升力系数随雷诺数增加的变化并不单调,但趋于平缓,纵向静稳定性随着雷诺数增加而增大。     

四川航空公司成为罗·罗公司在中国的首家AE3007发动机用户

罗·罗公司宣布 ,为中国四川航空公司所订购的巴西航空工业公司ＲＪ145支线飞机提供新的发动机 ,价值达 30 0 0万美元。四川航空公司成为ＥＲＪ145飞机在中国的首家用户。该航空公司订购了 5架飞机 ,全部采用罗·罗公司ＡＥ30 0 7Ａ1发动机。四川航空公司总裁蓝新国在范堡罗航展上说 :“这些飞机将用于中国西部的开发 ,我们希望罗尔斯·罗伊斯的发动机能在西部的开发中加力。”罗·罗公司公务及支线飞机执行总裁洛德说 :“我们非常高兴又一家航空公司加入到以罗尔斯·罗伊斯ＡＥ30 0 7为动力的ＥＲＪ145飞机不断增长的运营队伍之中。”中国…     

民用运输机短舱涡流片设计研究

采用已通过风洞试验验证的CFD流场数值模拟方法,从流动机理出发分析空间涡量的变化,研究了翼吊发动机短舱涡流片的安装位置对着陆构型升力特性的影响。数值模拟的结果表明:由于发动机短舱以及挂架的影响,缝翼下偏后会在主翼上留下的台阶以及缝翼的端面等,大迎角时诱导出许多空间涡系,容易引发主翼上表面的分离。短舱涡流片诱导的空间涡能够有效地抑制这些空间涡系和低速区,提高失速迎角和最大升力系数,对于文中着陆构型,失速迎角提高2°,最大升力系数提高0.15。短舱涡流片后移或者下移均会引起空间涡的下移,有利于抑制大迎角下主翼中段低速气流。但下移涡流片的同时会降低空间涡的强度,使其抑制作用减弱。因此,为了提高失速迎角和最大升力系数,在设计过程中需综合考虑短舱涡流片所诱导空间涡的强度和位置。针对某型民用运输机着陆构型中短舱涡流片因几何约束需对其位置进行重新设计的问题,根据上述研究结论,综合权衡空间涡的强度及位置,重新设计了短舱涡流片的位置。计算结果表明,重新设计涡流片的位置后,几何约束得到了满足,着陆构型的最大升力系数仅损失0.015,仍然能够满足设计指标。     

歼七X型飞机副翼颤振研究

本文根据歼七Ｘ型飞机副翼颤振的理论计算和高低速风洞试验分析结果，给出歼七Ｘ型飞机取消副翼配重可行性分析结论。     

应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究

协同射流技术作为一种新型主动流动控制技术,是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。以 OA312 旋翼翼型作为基准翼型,研制微型涵道风扇组为驱动的旋翼翼型 CFJ 风洞测力模型,开展基于前缘高负压零质量内循环协同射流原理的旋翼翼型高增升减阻低速风洞试验,研究吹气口大小、吸气口大小和上翼面下沉量等基础参数对增升减阻的影响规律,探讨 CFJ 旋翼翼型关键参数最佳取值。结果表明：与OA312 基准翼型相比,小攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著降低阻力系数,甚至出现“负阻力”现象,实现了零升俯仰力矩基本不变;大攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角,其中,最大升力系数可提升约 67.5%,失速迎角推迟了近 14.8°。