整体成型复合材料模型机翼设计、制造与验证

根据给定的外形设计了四种不同结构形式的复合材料模型机翼,通过对所采用树脂基体的化学流变特性的研究,确定其最佳固化工艺条件.采用整体成型技术制备了四种全复合材料模型机翼,并进行了三点弯曲试验.结果表明,工字梁结构形式的模型机翼具有最高的载荷重量比,其次为C型梁机翼,而蒙皮-夹芯机翼的载荷重量比最小.其中,蒙皮-夹芯模型机翼在测试中表现为加载点上蒙皮压缩破坏;蒙皮-加筋机翼则表现为支点处的剪切破坏;梁式结构机翼均表现为支点与加载点中间的前缘剪切破坏.采用有限元分析模型机翼的强度与破坏过程,其结果与试验结果吻合良好.     

树脂基复合材料热压成型工艺数值模拟研究进展

针对树脂基复合材料热压成型工艺过程,以构件成型所需的温度场和压力场两个影响构件成型质量的主要因素为主线,从有限元数值模拟方面,对树脂基复合材料热压成型工艺的研究现状及存在问题进行了综述。     

碳纤维复合材料U形构件角度收缩及模具补偿研究

以两侧翼缘板高度不一致的碳纤维复合材料U形构件为研究对象,分别利用热压罐成型工艺和VARIM工艺制备了该U形构件,通过测量U形构件的外形角度,来研究这两种工艺所制U形构件的外形角度收缩情况,并根据试验结果优化设计了U形构件模具的补偿角。研究表明,通过热压罐成型工艺和VARIM工艺制备相同规格的U形构件时,所制构件的外形角度收缩程度不同。在设计U形构件模具的补偿角时,不能将不同成型工艺下的模具一概而论,要针对成型工艺的特点区别对待。此外,对于两侧翼缘板高度不一致的U形构件,不管通过何种工艺制备,高翼缘板侧的角度收缩程度比矮翼缘板侧的角度收缩程度小,在设计U形构件模具的补偿角时不可忽略此特征。     

可变正弦前缘对直机翼气动性能影响的研究

通过风洞测力实验,研究了可变正弦前缘对直机翼气动性能的影响。可变正弦前缘为平板式,安装于NACA0015直机翼的前驻点处,并能自由伸展与缩回。风洞实验结果表明：加装可变正弦前缘后,直机翼呈现出缓失速特性,失速后的升力系数均有不同程度的提高,大迎角下的气动性能得到改善。可变正弦前缘伸展长度对气动性能的影响研究表明,其伸展长度是影响机翼气动性能的重要参数,只有伸展长度较小时,才能获得较好的气动性能。     

基于全三维模型的复合材料构件成型工艺设计系统研究

分析了复合材料构件数字化设计制造技术的发展状况,阐述了基于全三维模型的工艺设计系统的研究现状.针对复材构件成型工艺设计特点,研究了基于全三维模型的复材构件成型工艺设计系统构建技术,阐述了系统的主要功能和实现方法.在CATIA环境下开发了基于全三维模型的复材构件成型工艺设计系统,并通过多个构件的工艺设计对系统功能进行了验证.     

基于合成射流的机翼溢流冰防护实验

为了解决电加热防/除过程中,机翼前缘溢流水流至防护区后侧形成冰脊影响飞行安全的问题,提出一种电加热系统与合成射流激励器复合式防冰方法。该方法将电加热系统布置于机翼前缘,通过加热使得机翼前缘温度高于冻结温度,防止过冷水滴在机翼前缘冻结,合成射流出口位于电加热系统防护区下游,通过合成射流的吹吸作用改变溢流水的运动轨迹,防止前缘溢流水流至机翼后表面形成冰脊。在结冰风洞中,通过实验研究了液态水含量、环境温度和合成射流速度对电加热与合成射流复合式防冰性能的影响。实验结果表明:电加热与合成射流复合式防冰系统在设计的结冰气象条件下,不仅能够保持机翼前缘不结冰,还能消除机翼后表面的冰脊。     

利用前缘旋转控制边条翼外翼分离

边条翼在边条较小时中等迎角以上外翼就会出现分离,现提出用转动前缘表面来控制边条翼外翼分离。通过测力、油流和烟丝实验研究了转动前缘对机翼气动特性的影响。结果表明,在这种机翼上转动前缘对控制分离是有效的,升力增量最大可达３０％。可以预期,转动前缘与边条的综合作用,机翼的分离特性将有较大的改善     

前缘剖面形状对80°／60°后掠双三角翼上涡流运动影响的数值模拟研究

采用上风高分辨率格式———通量差分分裂格式离散求解三维可压非定常薄层N S方程 ,数值模拟前缘剖面形状对 80°/60°后掠双三角翼上涡流运动的影响。计算模型包括尖前缘、菱形前缘、圆形前缘等三种不同前缘形状的机翼。计算结果表明 :三种不同剖面形状的前缘可以诱导产生不同的前缘分离 ,形成的各前缘剪切层的特点也不同。尖前缘机翼的边条翼涡和外翼涡合并点最靠前 ,其次为菱形前缘和圆形前缘的机翼。在大迎角情况下 ,三种机翼上的内翼涡发生破裂。圆形前缘机翼上的内翼涡破裂点比其它两种情况下破裂点的位置较靠前。涡的合并对二次涡的结构和特点也有显著的影响。     

机翼前缘后掠角对飞机RCS影响的数值模拟

为了在飞机总体设计时改善其隐身性能,对机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机的RCS特性进行了研究。使用CATIA软件,建立机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机;基于物理光学法和等效电磁流法,采用RCSAnsys软件,使用X波段雷达对飞机进行探测,雷达入射波的俯仰角在-15＆#176;、0＆#176;和15＆#176;条件下,数值模拟机翼前缘后掠角在-30＆#176;~＋60＆#176;之间变化时飞机的RCS特性,并对数值模拟结果进行数理统计分析。在机翼前缘后掠角变化的条件下,飞机RCS特性数值模拟结果表明：飞机头向RCS峰值之一的方位角与机翼前缘后掠角的角度相等;飞机头向RCS算术平均值特性为直机翼大、前掠翼和后掠翼小、大后掠翼更小;飞机侧向和尾向的RCS算术平均值变化相对不大。     

应用前缘填角消除气流分离的设计方法

提出利用前缘填角消除机翼一机身接合处气流分离的设计方法，设计方法应用了蒙皮摩擦变化与表面曲率变化相关的设计规则。求出在机翼前缘之前板的当前蒙皮摩擦分布之后，计算可以消除气流分离的目标蒙皮摩擦分布。应用设计规则，把当前的蒙皮摩擦分布转化为目标蒙皮摩擦分布，延伸机翼前缘形成前缘填角，利用流动解算器分析机翼填角，过程迭代直到收敛。     

叶片前缘仿形涡流检测仿真与试验设计

仿形涡流检测技术因其耦合性好可有效抑制检测过程晃动而特别适合对大曲率叶片前缘快速检测。针对涡轮叶片前缘仿形涡流检测建立前缘及仿形线圈有限元模型,运用有限元方法分析叶片前缘凹坑、长裂纹、边沿凹坑3种典型缺陷在内外两种激励、不同内径线圈、不同频率等模式下的检测信号特征。仿真结果表明：大曲率前缘实施仿形涡流检测,检测区域可有效覆盖整个前缘区域,检测频率越高,检测灵敏度越高。双线圈检测模式下,外激励内接收比内激励外接收灵敏高,当内检测线圈尺寸大于缺陷的尺度时,内接收线圈内径越小,其相对灵敏度越高。结合仿真结论,制作前缘缺陷试块,采用锁相放大及图形化编程技术,设计前缘仿形涡流检测系统,试验结果表明,仿形线圈可有效检出前缘典型缺陷,检测幅值相位输出结果与仿真结论相似。研究成果可用于指导大曲率叶片前缘的工程实践检测。     

叶片前缘形状对涡轮气动性能的影响

采用Bezier曲线控制涡轮叶片前缘形状由圆弧形改为非圆弧形,用数值计算方法研究涡轮叶片前缘形状对其气动性能影响.首先以基元叶型为研究基础,数值模拟分析、比较不同基元叶型前缘形状在不同攻角下对涡轮叶栅性能影响.对于正常运行的攻角范围(-15°~+10°),由于非圆弧形前缘表面曲率半径增大较缓,减小了前缘表面流动的法向压力梯度,抑制过度膨胀,减小由摩擦力引起的能量耗散,损失减小,且非圆弧形曲率半径越大,提高性能效果相对越好.而在非设计工况的大攻角条件下,前缘曲率半径缓慢增大将导致叶型分离更严重,损失相对增加.其次以某5级低压涡轮作为验证实例,数值研究分析认为,非圆弧形前缘形状可改善叶片前缘流动特性,提高涡轮效率,但对于远离设计点的非设计工况,由于气流攻角的大幅度改变,会带来涡轮气动性能的负面影响.      

超大尺寸共形吸波体雷达散射截面分析及验证

受结构复杂、超大尺寸、制作工艺等多种条件的限制,超大尺寸共形吸波体装机应用后的雷达散射截面研究开展较少,亟需从仿真及试验两个方面加强研究。本文从超大尺寸共形吸波体的双马来酰亚胺材质隐身翼面前缘制作工艺和基于仿真评估的结构设计出发,对共形吸波体的分层结构参数进行优化,对机翼前缘共形吸波体的装机雷达散射截面进行试验验证。结果表明：本文设计的超大尺寸共形吸波体垂直极化下在2~18GHz 取得-1.1~-22.4 dB 的雷达散射截面减缩效果,雷达散射截面的仿真评估误差可以控制在6.5 dB 以内,其中材料的电磁参数各向异性测试对仿真误差有决定性影响。     

基于曲率分布控制的叶型前缘设计方法

为了实现对压气机叶片的优化,提出了一种基于曲率分布控制的前缘造型方法,实现了对叶型前缘曲率的直接、精确控制。将该造型方法应用于某工业级压气机的可控扩散叶型（CDA）上,通过数值仿真方法计算了叶型在设计来流马赫数下的全攻角工况性能。结果显示增加前缘曲率能有效拓宽许用攻角范围,减小尖峰扩散因子,在相同攻角下能削弱前缘吸力峰,抑制甚至消除前缘分离泡,避免提前转捩的发生。同时,调整曲率分布使其在靠近前缘点处尽可能"饱满"、减缓曲率下降速度,也有同样的效果。理论分析发现前缘曲率通过调整静压分布影响边界层发展起始流态,从而影响叶型性能。设计前缘几何形状时需要确保曲率连续性,调整曲率分布以减小前缘吸力峰的强度,避免分离诱导转捩的出现。     

基于NURBS的扩压叶栅非对称前缘设计

前缘对扩压叶栅叶型气动性能具有重要影响,圆弧形或椭圆形前缘吸力面和压力面侧为对称形状,未针对两侧流动差异进行不同设计。为进一步提升扩压叶栅气动性能,发展了一种基于三次非均匀有理B样条(non-uniform rational B-splines,NURBS)曲线的非对称前缘设计方法,在保证曲率连续的前提下,实现吸、压力面两侧非对称的前缘构造。将设计方法应用于两圆弧形前缘叶型改型设计,数值结果表明:与原始叶型相比,总压损失系数可分别降低26.3%和23.5%,提高了整体气动性能;同时与对称曲率连续前缘相比,在51.83°进口气流角下吸力峰强度降低13.4%,前缘转捩位置推后4.6%弦长,在大进口气流角下具有更好的气动性能。      

典型特征参数对大转折APU进气道飞行性能影响的数值研究

为了给一种迎风开门式的辅助动力系统（APU）进气系统设计提供参考,采用基于后缘线轮廓及面积变化规律的参数化设计方法,通过对唇边顺滑修型,可以与唇口的锯齿前缘配合形成斜向下的进口段,利用数值模拟研究了进口形状、前缘面曲率和喉道位置这三个特征参数对此类大转折APU进气道性能的影响。计算结果表明：APU进气道损失主要来自于分离损失,进口形状主要影响导流面转折程度和进气道内压力梯度变化,前缘面曲率影响了分离区的尺度和强度,其中,前缘面曲率对出口气动性能影响较大,在设计状态下,适当增大前缘面曲率可使得出口总压恢复系数增大0.81%。在后缘面曲率不变的情况下,通过合理安排进口形状、前缘面曲率和喉道位置,可有效推迟分离的发生,减弱分离区强度。另外,在正攻角和侧滑状态下也表现出相同的趋势。     

压气机叶片前缘形状的改进设计

本文使用数值模拟方法研究了压气机叶片前缘形状对叶片气动性能的影响。来流环绕圆弧形前缘表面发生过度膨胀形成吸力峰; 当来流湍流度和雷诺数较低时, 会导致前缘层流分离。虽然椭圆形前缘可以减弱吸力峰, 提高叶片气动性能, 但是椭圆形前缘加工困难, 费用较高, 有鉴于此, 本文设计了易于加工的新型前缘形状—带平台的圆弧形前缘, 它可以明显减弱吸力峰, 达到与椭圆形前缘 (a/b=2)相近的改善叶片气动性能的效果。      

结冰区流场特征一致的混合缩比翼型设计

提出了一种基于翼型前缘范围流场相似的多控制点混合缩比翼型优化设计方法:以前缘局部范围内的空间流场特征相同为目标,采用多目标遗传优化算法结合翼型参数化、多控制点、网格自适应技术及CFD,进行了不同工况下的混合缩比翼型设计,分别通过低湍流度风洞及结冰风洞对翼型的气动性能及积冰过程进行了实验。设计及实验结果表明:该混合缩比翼型与对应的全尺寸翼型在前缘15%弦长范围内的压力系数偏差均在5%以内,翼型绕流相似;在相同时间历程内两者的冰型增长及气动特性均具有相同的变化规律。该设计方法可以应用于不同实验状态下的混合缩比翼型的设计,提高多状态下结冰实验效率。     

高温合金前缘热防护结构隔热性能分析

高温合金前缘热防护结构由高温合金蜂窝和隔热毡、连接件构成,同时具有承载和隔热作用,易于拆卸和维修,具有经济性和安全性。通过分析高温合金前缘热防护结构隔热性能和承载能力,对前缘结构进行设计。高温合金蜂窝隔热效果良好,并可以承受1 200℃高温。隔热毡所用的隔热材料在高温试验下保持良好的隔热效果,验证了本文传热分析方法的正确性。建立了传热迭代分析算例,确认结构各项参数满足某型高速临近空间飞行器的热环境和承载使用要求,完成了前缘结构隔热一体化初步设计。     

活塞理论气动力静压修正方法及其在曲壁板颤振分析中的应用

提出了一种采用计算流体力学(CFD)计算的压力分布对活塞理论气动力进行静压修正的方法,将该方法应用到曲壁板的静气动弹性变形及颤振稳定性分析中,并与采用曲率修正活塞理论气动力的计算结果进行了对比.分析结果表明,采用本文提出的活塞理论气动力静压修正方法进行曲壁板的气动弹性分析,在圆柱曲壁板曲率较小的情况下,与采用曲率修正活塞理论气动力方法得到的静气动弹性变形、稳定性边界差别不大;而在曲率较大时,采用本文方法计算得到的曲壁板静气动弹性变形,其曲壁板靠近前缘部分被压的更低,而曲壁板的颤振稳定性边界更小,且这种差别随着圆柱曲壁板曲率的增加而不断增大.该方法突破了曲率修正活塞理论的小曲率限制,扩大了活塞理论气动力在曲壁板颤振分析中的适用范围.