外物损伤对民用飞机短舱内/外流气动特性的影响

根据民用飞机动力装置/机体适航验证研究需要,结合三维有限元碰撞冲击仿真,进行了外物损伤(FOD)条件下发动机短舱内/外流数值模拟分析,初步获得了外罩变形对短舱气动特性的影响。结果表明:结合三维有限元碰撞冲击仿真进行的民用飞机短舱气动特性数值模拟,可以较好地分析FOD对发动机短舱内/外流气动特性和安全性能的影响;在内流方面,外罩和唇口的变形导致了巡航状态和低速大流量等状态短舱内流品质降低,一定程度上影响了进气道流通能力并进一步降低了发动机效率;在外流方面,外物损伤变形导致的气流分离致使局部唇口的前缘吸力丧失,这使得FOD短舱的阻力系数始终比光滑短舱的大,但是当外罩流动均处于失速状态时,两者的阻力特性差异降低。通过对严重影响短舱气动特性或飞机安全性的FOD进行评估,表明该研究成果可以为短舱结构设计的优化和民用飞机安全性分析提供技术依据与建议。     

运输类飞机翼尖装置综述

长期以来,人们一直力图通过改变机翼翼尖处的几何形状,研究减小诱导阻力的有效方法.展向延伸机翼翼尖是其方法之一,其他措施还有修改翼尖形状和改变其位置等.研究发现用非平面的翼梢升力系统比简单的翼尖延伸设计能达到更好的减小诱导阻力的效果,如"翼尖端板"、"翼尖帆片"、翼梢小翼等.     

“平衡木”式探测雷达天线舱支架的气动设计研究

在飞机背部加装平衡木式探测雷达舱后，雷达舱支架的支撑形式和支杆剖面形状是重要的设计参数，对飞机阻力和横航向静稳定性有明显的影响。     

致使动词对"动+名1+的+名2"歧义结构的影响

配价理论对汉语的句法结构组合具有一定的解释力,它可以从语法的角度来进行优选,消除句法结构歧义。带有致使意义的动词会对动词的配价数和句型归类产生影响,所以本文提出当“动 名1 的 名2”中的“动”为致使动词时,我们可以通过动词的配价数和句型归类实现对“动 名1 的 名2”歧义结构的消解。实验结果表明本文提出的方法是有效的。     

石英挠性加速度计标度因数受气压影响分析

石英挠性加速度计是惯导产品的核心器件之一,主要敏感载体运动中的加速度,为系统提供位置信息.加速度计具有力学敏感特性,其测量精度易受环境因素变化的影响.针对加速度计在不同地域测试时标度因数发生较大变化的问题,分离了加速度计异地测试过程中的时漂、温变、形变等多个环境因子后,提出了造成加速度计异地标度因数改变的主要原因是环境气压发生了较大变化.根据石英挠性加速度计的基本原理,结合加速度计检测质量摆的具体受力情况,对气压变化造成加速度计标度因数改变的机理进行了详细分析,给出了标度因数随气压变化的相对变化理论计算公式,经过验证试验,实测情况与理论分析结果一致,可以为石英挠性加速度计的优化改进提供参考依据,具有一定的工程应用价值.     

铝合金FSW过程中搅拌针前缘金属周期性流动行为研究

利用高速摄像技术研究了搅拌摩擦焊过程中不同工艺参数条件下搅拌工具与被焊材料之间的相对运动,并结合焊核区金属组织形貌对搅拌针前缘金属流动行为进行分析.结果表明在搅拌摩擦焊接过程中搅拌工具与被焊接板材之间的相对运动存在着明显的周期性现象.并且搅拌针对其前缘金属作用的一个周期可分为两个阶段即平台阶段和进给阶段.在进给阶段前缘金属流动方式主要以整体流动的方式进行.     

高焓流场球头外形气动热试验研究

再入地球大气层时,飞行器的再入速度极高,面临严重的气动加热问题。为了研究高焓流动导致的热化学非平衡现象,在高焓膨胀风洞FD-14X中开展了球头外形的热流测量试验以及CFD仿真模拟。FD-14X为中国空气动力研究与发展中心新建成的高焓膨胀风洞,速度模拟能力达到第二宇宙速度,总温模拟能力超过10 000 K,能够产生总焓70 MJ/kg的试验气体。试验来流总焓16.9～63.5 MJ/kg,球头直径20～50 mm,流场采用自发光拍照,同时CFD仿真采用Park双温非平衡模型计算球头绕流流场。试验与仿真结果表明：来流总焓大于5 MJ/kg时,球头绕流场存在显著的热化学非平衡现象;304钢模型壁面在来流总焓小于20 MJ/kg时表现为非催化壁面特性,在来流总焓大于30 MJ/kg时表现为催化壁面特性;当球头表面镀氧化锆膜、来流总焓49.5 MJ/kg时,球头壁面表现为非催化壁面特性。     

激波风洞温敏热图技术初步试验研究

介绍了可用于激波风洞等高超声速脉冲设备复杂外形模型表面热流分布显示与测量的温敏热图技术.该技术利用温敏材料发光特性随温度变化的特点实现对模型表面的温度测量,进而分析获得其表面热流分布.由于有效运行时间一般只有10ms左右,在激波风洞中采用温敏热图技术在材料温敏响应、图像采集等方面均存在困难,导致此技术还很不成熟.介绍了近期在CARDC0.6m激波风洞中开展温敏发光热图技术研究的情况,包括发光材料的研制、材料喷涂、图像处理及标定等方面的研究工作.验证试验采用了平板加钝舵模型,获得了与理论分析及传感器测量结果较一致的平板干扰区热图结果.热图与薄膜传感器测量数据差异大致在5%~25%之间.     

磁控热防护系统在天地往返运载器上的应用仿真

磁控热防护技术在高超声速领域显现出广泛的应用前景。考虑高超声速流动磁流体力学控制涉及的等离子体生成机制、多电离组分导电机理以及电磁流动能量/动量输运机制,通过耦合求解电磁场泊松方程和带电磁源项的高温热化学非平衡流动控制方程组,搭建了高超声速磁控热防护数值模拟平台。结合美国航天飞机"哥伦比亚"号（OV-102）近似外形和5种磁场配置方案,较为系统地开展了磁控热防护系统在高超声速"滑翔返回式"天地往返运载器上的应用仿真研究。结果表明：搭建的磁控热防护仿真平台具备偶极子磁场、均匀磁场、螺线管磁场及多个磁场组合条件下复杂外形飞行器气动热环境数值模拟能力,其校验结果与文献或飞行试验数据符合较好;采用合适的磁场配置能有效降低航天飞机的表面热流,显著改善了航天飞机的气动热环境,典型状态的表面热流下降25%以上;局部磁场方向与流动方向的夹角,在一定程度上决定了洛伦兹力的强度和方向,对磁控效果的影响明显。     

低噪声风力机翼型设计方法及实验分析

为了研究风力机翼型的噪声特性,基于翼型泛函集成理论与翼型噪声计算模型,建立了低噪声翼型优化设计数学模型,提出在设计攻角情况下升阻比与噪声比值最大为目标函数,对优化后的新翼型CQU-DTU-B18翼型与NACA-64-618翼型在相同的风洞实验及风速条件下进行了噪声对比分析.研究表明,理论噪声计算模型虽然与实验数据有一定的偏差,但是翼型的升压级随频率的变化趋势是一致的,表明了翼型噪声计算模型的准确性;相比NACA-64-618翼型,CQU-DTU-B18翼型具有更低的噪声特性,从而验证了该设计方法的可行性.对于如何设计低噪声翼型及怎样降低翼型噪声具有重要的指导作用.