翼身融合民机总体气动技术研究进展与展望

翼身融合（BWB）布局作为下一代亚声速民机主流方案已得到共识，研究步伐正在加快，进入工程应用指日可待。在回顾国内外BWB民机发展历程的基础上，简要阐述了飞翼布局（FW）和BWB布局的差异，明确了BWB概念特征及应用范围。聚焦BWB飞机总体气动设计中的技术挑战和对策，重点论述分析了BWB布局技术瓶颈及设计思想演化，新型结构与重量估算、适航符合性等总体设计问题，气动布局设计原则、高-低速性能协调等气动布局设计问题，飞-发干扰与一体化设计、新型发动机技术应用等飞机-发动机综合集成设计问题，降噪技术及其衍生的设计冲突、考虑噪声指标的总体设计策略等问题。并从技术进展和工程可实现性角度，展望了BWB民机的发展趋势。     

直升机复合材料桨叶固化过程的多物理场有限元模拟

根据热传导、复合材料力学和固化动力学理论,采用基于偏微分方程的强耦合多物理场有限元方

法,计算在F650 双马来酰亚胺树脂建议温度周期下直升机复合材料桨叶固化过程中温度、固化度、固化度反应

速率和内应力变化历程。通过仿真结果对温度周期进行优化调整,改善工艺过程。计算结果表明:桨叶中树脂

固化反应同步度高,交联反应产热量少;调整后的加热周期与建议加热周期相比,最高加热温度由460 K 降低

为393 K,但固化度由0. 1 增加到1 的反应时间只由25 min 增加为30 min,固化反应速率峰值从1. 35×10-3 / s

降低为1. 15×10-3 / s,PMI(聚甲基丙烯酰亚胺,Polymethacrylimide)泡沫的Von Mises 热应力最大值从0. 82 MPa

降低为0. 482 MPa。

     

高性能半导体激光器温度控制单元的设计

研究了半导体激光器温度控制系统的设计,包括高精度温度测量电路和大电流半导体制冷片(TEC)驱动电路以及制冷片保护电路。实验表明系统抗干扰能力强,动态响应速度快,控温效果好,在-40-55℃宽范围内半导体泵浦头温度控制精度可达±0.2℃。     

柔性飞艇气动与变形耦合的数值模拟

软式飞艇在低充气内压和来流共同作用下,其整体结构刚度较小,应视为柔性体。飞艇所产生的柔性变形和流场之间的耦合已经成为大家越来越关注的问题。提出了一种解决充气飞艇囊体结构变形与流场变化之间耦合问题的方法,其中流场计算采用SIMPLE算法,固体变形计算采用静力非线性算法。结果表明：在零攻角条件下,飞艇的柔性变形对流场特性的影响不明显,由于气动载荷的作用,导致囊体内外压差产生变化,从而导致应力分布的变化,使得艇首系留部位加强和腰部撕裂强度之类的问题更加突出。     

南北位保后东西耦合修正量计算

地球同步三轴稳定卫星在南北保持控制过程中,存在较大的东西方向耦舍量。实践中,在南北控制结束后,直接进行东西向轨道修正。给出了卫星寿命初期和中期东西修正量的计算模型,并在实际控制中取得了良好的效果。     

基于激光扫描的飞机蒙皮下陷特征点提取

飞机蒙皮下陷加工质量对飞机的整体重量有较大影响,对维持外形表面也有着重要作用,在大型飞机蒙皮的制造中,对飞机蒙皮下陷的加工精度也提出了较高的要求。提出了一种基于激光扫描的蒙皮下陷特征点提取方法,以达到实现飞机蒙皮下陷特征数字化检测的目的。首先,对扫描线点云数据进行扫描线的识别区分,并进行三维数据降维处理;然后,通过一阶差分计算每一点的前后一阶导数,通过判断矢量角度提取下陷点,并通过比较下陷点的曲率寻找到下陷位置的边界点;最后,将边界点向上表面数据点拟合的直线进行投影,将获得投影点作为蒙皮下陷特征点。该方法直接处理T-Scan扫描获取的扫描线点云数据。通过对实际蒙皮件测量处理,试验表明该方法有较好的实用性,下陷特征点的提取精度较高。     

直升机贴地飞行威胁探测与规避方法研究

直升机在贴地飞行过程中，为保证飞行安全，必须采用传感器系统探测前方威胁信息，本文通过直升机飞行速度、威胁尺寸与机载传感器的各项性能指标之间的量化关系，得出为了全面探测各类尺寸大小的威胁应采用以被动传感器为主、主动传感器为辅的传感器系统。同时基于传感器探测所获得的威胁信息，提出了二维横侧向威胁规避算法，并通过计算机仿真验证了其可行性。     

直升机地形跟踪控制的广义预测控制方法

探讨了广义预测控制(GPC)方法应用于直升机贴地飞行时地形跟踪控制的可行性．该方法通过最小化预测跟踪误差与预测控制增量的加权二次型性能指标来产生动态系统的最优控制输入。仿真结果表明，广义预测控制方法能够有效地减小跟踪误差，从而实现精确的地形跟踪。     

应用混合网格分析复杂积冰翼型气动性能

通过发展一种点-点对接的结构/非结构混合网格生成方法,避免了复杂积冰外形难以划分结构化网格的问题,并对复杂积冰翼型的气动性能进行了分析计算.在靠近积冰边界的内层采用了非结构网格以拟合复杂的边界,在非结构网格外采用结构化网格以节省存储空间和计算时间.为了检验网格对选用湍流模型的影响,整个流动区域分别采用SST和SA湍流模型,求解了雷诺平均N-S方程.数值计算结果表明SST模型更适于模拟复杂分离流动,积冰对翼型的气动性能造成了严重的影响.     

实验中实现"无限展长后掠翼"流场的方法研究

在风洞实验中,为了获得一个近似无限展长后掠翼的三维流场实验条件,必须采用特殊的整流措施,修正洞壁对流场的干扰。对于小展弦比模型的实验,可以通过在两侧洞壁附加衬垫来修正洞壁干扰。本文基于CFD技术,研究了采用无限展长后掠翼空间流线拟合的方法设计洞壁衬垫。数值模拟结果表明,采用流线拟合设计的衬垫能够有效地修正风洞侧壁对流场展向分布的影响,得到近似无限展长后掠翼的流场。