小阻尼模态颤振临界风速的简明判定方法

在低速颤振试验中,小阻尼型颤振模型发生等幅振动的起始风速通常较低,也没有明显的颤振发散现象,采用目测或基于常规模态参数识别的“阻尼法”判定颤振临界风速具有一定的不确定性。针对此问题,根据小阻尼模态颤振试验与抖振试验具有相似的振动现象,提出一种与确定抖振边界类似的“振幅拐点法”来判定颤振临界风速。该方法以振动幅值的均方根值为基础,绘制归一化振动均方根值随风速的变化曲线,以曲线首个拐点对应的风速值为颤振临界风速。将该方法应用于某小阻尼模态颤振试验的发动机挂架变参数据处理,并将处理结果与数值计算结果、阻尼法处理的试验结果进行了对比,结果表明：振幅拐点法与数值计算、阻尼法处理得到的结果规律一致,振幅拐点法得到的结果更接近计算结果,具有简明可靠、稳定性好、适用性强的特点。

     

远程火箭弹卷弧翼气动载荷工程计算方法

根据卷弧翼气动特性，引入各种干扰因素，利用刚体弹道方程计算出卷弧翼的最大气动载荷。经实例验证表明，该方法的计算结果与飞行试验结果是符合的。     

低马赫数条件下几何折转角对平面扩压叶栅弯叶片流场性能的影响

将低马赫数大转角弯叶片数值计算结果与实验结果进行了比较,结果表明计算与实验结果吻合得较好,在计算中弯叶片降低能量损失系数为11%,在实验中弯叶片降低能量损失系数为13%.为了深入讨论压气机中弯叶片的适用条件,在0°迎角下,只改变几何折转角,共做了4套平面叶栅的数值分析,其结果表明大转角弯叶片的效果较为明显,比如在59.5°折转角叶栅中,最佳弯角为30°的正弯叶片降低能量损失系数的17.9%;而在39.5°折转角叶栅中,最佳弯角15°正弯叶片只减小了损失系数的0.7%,当进一步增加弯角时,损失反而增加.可以证明在低马赫数条件下叶型折转角的大小是在压气机中是否使用弯叶片的一个重要参考因素.     

跨声速翼型设计

以给定的压力分布或速度分布作为目标，引入目标压力分布与保角变换模Ｈ的关系，给出求解流场和变换模Ｈ的反复迭代，逐步收敛到目标压力分布。通过积分变换模Ｈ就可以得到物理平面上翼型外形（ｘ，ｙ）的坐标，达到设计翼型的目的。以ＧＫ７２－０５－１２和Ｎｏ．７５目标压力分布为例设计出的翼型与相应翼型几何外形相当一致。     

基于分层策略的翼型多参量气动优化设计研究

与基于梯度的优化方法相比,遗传算法因其极强的鲁棒性、随机搜索及优化结果全局性等特点在工程优化中得到越来越广泛的应用。为提高优化设计的效率,改进了传统的遗传算法,采用并行分层策略基因遗传算法开展了翼型多参量气动优化设计研究,包括翼型和多段翼型的基因编码、外形参数化,以及动网格技术。结果表明,并行分层策略在得到较优气动优化结果的同时,极大地缩短了优化时间,提高了计算效率,具有广阔的工程应用前景。     

飞虫粘附翼型对翼型气动特性影响的实验研究

在西北工业大学NF-3低速风洞进行了飞虫粘附翼型对翼型气动性能影响的风洞实验研究。结果表明：模型表面粘附的飞虫数量累计到一定程度时,将会导致翼型表面50%区域以上的面积发生分离,引起翼型失速,并且实验前模型表面的飞虫数量会改变翼型的失速迎角,因此实验前必须将模型擦拭干净。鉴于飞虫粘着数量的不确定性,对于翼型在复杂环境下使用时其气动性能的变化需要加以关注。     

机翼／外挂颤振主动抑制实验研究

介绍了机翼/外挂系统颤振主动抑制实验的全过程,包括对于模型固有动特性的实验分析、颤振主动抑制系统的调试、以及风洞实验三个阶段。风洞实验在3m×3m低速风洞进行。实验目的是对基于三种不同原理设计的控制律进行验证,并对颤振主动抑制系统进行实验研究。结果表明:所设计的控制律能有效地抑制颤振。经实验验证,控制律的理论计算与实验结果相符。实验系统工作可靠,重复性好。     

共轴刚性旋翼空气动力学问题与研究进展

为准确模拟高速旋翼机桨叶剖面气动特性,发展了基于CFD/CAMRAD Ⅱ耦合算法的直升机旋翼翼型工作环境分析方法,并对方法进行了验证。在此基础上针对直升机旋翼桨叶变迎角、变马赫数的工作特点,构建了基于“α-Ma平面升阻比等高线”的全方位/全剖面旋翼翼型指标设计方法。从研究前行桨叶概念旋翼大反流、强径向流、强压缩性流场特点和升力偏置、变转速工作方式入手,针对X2TD直升机高速飞行状态下上/下旋翼、前/后行侧桨叶翼型剖面的气动特征,有针对性地提出旋翼翼型选择标准或设计、改进方向,并与国外设计结果进行了对比分析,得到了一些有意义的结论。所建立的翼型指标设计方法和计算分析结果可为高速直升机旋翼气动设计的深入研究提供参考。     

考虑壁板刚度匹配的大型飞机复合材料机翼气动弹性优化设计

针对大型飞机复合材料机翼,发展了一种考虑壁板刚度匹配的气动弹性优化设计方法。基于敏度算法,以结构质量最小化为目标,以壁板刚度匹配、颤振速度、翼尖变形、设计许用值、工艺性等为约束,在严重载荷状态下设计复合材料机翼结构,研究不同壁板刚度匹配要求对于优化设计结果的影响,并与传统优化设计结果进行比较。结果表明:考虑壁板刚度匹配需要付出一定的结构质量,但对局部稳定性设计、损伤容限设计和大型复合材料壁板制造有利;壁板刚度匹配设计范围对于优化设计结果影响显著,需要根据设计和制造要求合理确定;压缩设计许用值是影响复合材料机翼气动弹性优化设计的关键约束。