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。     

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。     

超声电机在变体飞行器创新效应器中的应用

从变体飞行器驱动的关键技术入手,对基于超声电机的变体飞机创新效应器进行了研究,包括基于超声电机的创新效应器的组成、工作原理及优点,为用于变体飞行器的创新效应器工程化研究奠定了基础。     

变体飞机结构领域研究进展

变体飞机是未来的发展趋势,围绕变体飞机结构领域国内外有关学者关注的一些热点专题,开展了相关的综述;同时,针对柔性结构驱动形式,重点强调了近2年公开发表的柔性扭转驱动结构的方案与原理,并认为是变体结构应该关注和重视的一个分支;最后,对变体结构未来工作需要开展的研究进行了初步预测。     

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。     

微桁架点阵结构在飞机结构/功能一体化中的应用

近几年,点阵结构技术随着3D打印等新兴制造技术的发展而快速发展,在结构功能一体化技术应用中表现出巨大潜力。它可作为多功能化的优良设计载体,实现承载、防热、隐身、变体等各项功能的有机融合。但一些关键技术尚待突破,到目前为止尚未见增材制造点阵结构在飞机上大规模应用。结合飞机结构/功能一体化需求,对点阵结构的制造工艺、性能特点和典型应用进行了综述,并从结构设计、制造工艺、性能评价等方面对制约点阵结构工程应用的原因进行了分析讨论。     

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。     

数字样机在飞机数字化协同研制中的发展

飞机数字样机是飞机产品的数字化表述,是与飞机相关的所有三维数字信息构成的产品模型集合,可用于工程设计、工程分析(空间分析、运动分析、拆装模拟、加工制造和维护检测)、工程仿真等活动。飞机数字样机的出现从根本上革新了传统飞机协同研制方式,开创了飞机数字化协同研制的新阶段,随着数字化技术、计算机网络技术的不断发展,数字样机在飞机数字化协同研制中的作用和地位也不断发展。从飞机数字化协同研制的发展历程出发总结论述了数字样机的发展历程。     

无强波构型理论发展现状研究

本文引入了一种由Busemann超声速双翼理论发展而来的无强激波构型,该构型可明显消弱超声速飞行时带来的波阻和声爆。文中分析了无强波构型的机理和气动特性,介绍了该构型理论研究和应用研究进展,并探讨了该构型在超声速飞行器设计应用中的关键性问题。该理论为未来低声爆超声速飞机的设计提供了一个全新的思路,是未来超声速/高超声速飞行器发展必要的技术基础。     

大型飞机结构试验项目的实施阶段风险管理研究

本文通过对中航工业多年从事大型飞机结构试验的专家进行问卷调查,将大型飞机结构试验项目的主要风险识别分为四类:经费、技术、进度和过程。在此基础上,考虑在大型飞机结构试验项目生命周期的不同发展阶段存在成本、时间、质量的相互约束关系,采用模糊层次分析法,得出了在该项目实施阶段各风险因素的综合风险损失及排序,并提出了风险管理措施建议。     

虚拟现实技术在民用飞机内饰设计中的应用

随着计算机及网络技术的飞速发展,飞机设计的手段和方法也在发生着革命性的变化。从最初的徒手绘制和单机作业到当今的计算机辅助设计和协同设计,飞机设计师和工程师体验到了前所未有的设计速度。上世纪80年代,一种称之为"虚拟现实"的计算机系统技术逐渐发展壮大。在航空领域,国外的飞机设计、制造企业已经成功应用该项技术大大提高了设计水平并节约了研发成本。但在民用飞机内饰设计上,虚拟现实技术仍未得到充分的发挥,尤其是在国内,基本上为空白。民用飞机内饰设计流程一般分为概念设计、初步设计和细节设计三个阶段[1]。本文首先分别介绍了虚拟现实技术和民用飞机内饰设计;接着通过虚拟现实技术在飞机内饰设计三个阶段的具体应用探讨技术应用的可行性;最后,通过总结全文,本文为民用飞机内饰设计提出了一种可行、创新和高效的设计方法。这对于拓宽飞机内饰设计思路,提升设计水平都有着重要的现实意义。     

飞机结冰探测技术及防除冰系统工程应用

飞机结冰是飞行过程中所面临的严重安全隐患,不同气象条件下会产生各种不同的结冰类型。文章介绍了几种常见冰型、成冰机理及其对飞机结构和系统可能产生的危害程度,分析研究了目前国内外飞机结冰探测技术的现状和发展趋势,总结了各种防除冰措施在飞机上的应用和技术特点,并以波音777飞机防除冰系统设计为例,说明典型飞机结构防除冰系统设计的特点和功能。     

我国大型飞机环境控制系统研制展望

根据我国大型飞机研制的任务需求,结合未来飞机环控系统的发展趋势,从气源系统设计技术、高效大流量制冷系统设计技术、数字式座舱压力调节系统设计技术、综合空气管理系统设计技术及防冰系统设计技术等5个方面探讨了适用于我国大型飞机环境控制系统的现实构型和未来发展。     

空天体系对抗下未来战斗机发展的一些思考

本文从在未来作战体系中对传统意义上的战斗机有无存在的必要性,未来战斗机的主要作战使命,发展思路,主要特征,使用方式等方面对未来战斗机的特征进行了一些概念性研究和描述。在此基础上,对未来变体战斗机、无人战斗机(UCAV)、未来变体UCAV的关键技术等进行了初步的分析。     

线性摩擦焊接技术研究进展与展望

线性摩擦焊是一种优质、高效、节能、环保的固相连接技术,是解决先进航空发动机整体叶盘设计与制造的关键技术,自20世纪80年代问世以来,在国外得到了较好的发展。本文针对国内外线性摩擦焊接技术的研究与应用现状,从焊接设备、焊接试验与数值模拟角度综述了其发展概况,在此基础上,预测了线性摩擦焊接技术的发展趋势。     

模拟飞机尾喷焰辐射传输的非结构有限体积法

有限体积法因其物理意义明确,在流动与传热的数值计算中有广泛的应用。在利用有限体积法求解辐射传输问题时,不仅能够保证在每一控制体内辐射能量守恒,还可以保证在每一个控制立体角内辐射能量守恒,因而使得模拟结果具有较高的精度;同时,非结构化网格技术是处理复杂几何形状物理问题的一种有效方法。本文编写了求解辐射传输的非结构化有限体积法程序,将计算结果与其他文献的算例进行了对比,证明了模型和程序的正确性,分析了各种因素对程序计算精度和计算时间的影响。在此基础上,将求解辐射传输的非结构化网格有限体积法程序集成到Fluent软件中,计算了飞机尾喷焰的温度场分布。     

航空发动机研制中量化评估方法探索

本文参考国内外重大项目研制中所采取的先进的、科学的量化评估方法,对在航空发动机研制中采用量化评估方法进行了探索,对用于航空发动机的技术成熟度定义、可行性量化评估方法、风险量化评估方法均进行了较为详细的描述,每种方法均给出了实例。     

层流控制技术及对飞行器气动加热的影响研究

本文主要介绍了层流控制技术的基本原理和主要技术途径,分析了层流控制在飞机减阻和外表面红外隐身方面的作用。在低湍流度风洞中,利用萘升华试验,在NACA64A-204后掠机翼模型上,研究了吸气流量和压力梯度分布等对层流控制效果的影响,研究结果表明:前缘吸气可以抑制CF波的成长,吸气流量对层流区的范围有显著的影响,随着吸气流量增大,层流区范围逐渐增大。利用对称机翼模型,研究了层流控制对气动加热的影响,研究结果表明:层流控制技术可以显著扩大层流区的范围、减小气动加热、降低表面温度,前腔的吸气流量对层流控制效果起主导作用,并存在最佳值,吸气流量过大不会进一步改善层流控制效果,吸气流量过小则达不到最好的层流控制效果。