直升机旋翼与机体间气动干扰风洞实验研究

介绍了由风洞实验得到的共轴式直升机在悬停和前飞时旋翼/机体气动干扰结果,并与单旋翼直升机进行了比较.旋翼对机体的干扰主要表现为:悬停时机体上产生垂向阻力和俯仰力矩;前飞时上述干扰减小,但机体的纵向和航向气动特性发生变化;分别增大水平尾翼面积和下旋翼桨距,旋翼对机体的干扰量增大;悬停时,机体对旋翼无明显影响,前飞时产生有利干扰.      

用非定常机动飞行试验方法测定喷气式飞机的推力和阻力

测量飞机定常或非常飞行的性能或升阻特性时,为了能精确地测定发动机推力,需要由发动机高空试验设备预先获得数据。文中指出,在测量飞机阻特性的同时进行发动机总推力、质量流量测试深头的空中校准,可以不需要预先获得校准资料。文中提供了带静压尾锥的七号喷气式试验机,在1000－3000ft的额定飞行高度上9次非定常机动飞行试验得出的结果。除了升阻特性、发动机总推力和质量流量这些校准因子外,还能从测量结果中导出象水平飞行剩余推力和操稳性能那样的特性。由于用于本飞行试验的飞机的特殊性,对于本飞行试验的结果（特别是总推力和质量流量测量探头在飞行中校准的）有效性,只局限于发动机直线布局和刚性飞机的范围。     

教练机非线性极曲线相关性研究

对某型教练机以风洞试验数据为基础,考虑支架干扰修正、进气影响修正、喷流影响修正、雷诺数修正、寄生阻力、静弹性效应等对零阻作出修正,同时考虑高度修正、分离阻力系数、升致阻力因子、配平阻力增量的影响,最后得出用于实际飞行使用的Cy大于0.3非线性平衡极曲线,并作出极曲线修正前后对性能影响的比较。     

重心位置对飞机阻力及其飞行性能的影响

为了降低配平状态下飞机的阻力问题,推导了飞机升致阻力与重心位置间的关系式。以一架典型的后平尾飞机为例。计算了向后移动飞机重心的位置,放宽对飞机固有静稳定度的要求对飞机配平升致阻力和总阻力以及对部分性能的影响。结果表明,当向后移动重心位置时,其配平升致阻力下降,并在某一重心位置时达最小值。     

战术导弹零升阻力雷诺数效应及修正方法

叙述了雷诺数对战术导弹零升阻力的影响,并给出了适合战术导弹的零升阻力系数雷诺数效应修正方法,即变雷诺数试验外推修正方法及工程计算方法。修正结果表明,修正方法是可行的,变雷诺数试验外推法得到的修正量比工程计算得到的修正量更为合理,对于外形简单的战术导弹工程计算仍有较好的精确度。     

高马赫数飞行条件下超燃冲压发动机燃烧组织方案数值模拟

针对高马赫数飞行条件下(Ma=8,其中燃烧室内流马赫数为3.88)超燃冲压发动机燃烧组织方案的优化问题,采用三维可压缩雷诺平均(RANS)数值模拟方法对采用不同燃料喷射角度和凹腔后倾角的燃烧方案进行了数值模拟研究。结果表明：高马赫数下燃烧主要集中在凹腔和燃烧室近壁区,随着燃料喷射角度的增大,燃烧反应更加剧烈;增大燃料喷射角度和减小凹腔后倾角能提高混合效率,从而提高燃烧效率,燃烧也更充分,但是燃烧引起的总压损失也会相应地提高;高马赫数条件下发动机内流阻力很大,大约是发动机净推力的7～8倍,而增大喷射角度和减小凹腔后倾角有利于提高发动机的推力性能,其中采用135°的逆向燃料喷入方案获得的正推力最大,此时燃烧位置相对靠前,有利于燃烧室设计尺寸的小型化。     

层板内部压力分布及流阻特性实验

在冲击雷诺数为1×104~6×104条件下,针对不同气膜孔开孔率两种层板模型,实验研究了靶面、冲击面、扰流柱面压力系数分布以及冲击射流、绕流、溢流的局部损失和整体损失系数.结果表明:靶面由于滞止区加速流动向着壁面射流区减速流动过渡,压力系数出现二次峰值.两股冲击射流在靶面相汇形成低压力系数区,相汇后翻卷回冲击面形成低压力系数区.距离冲击孔较远的两排扰流柱表面压力系数分布受雷诺数影响较大.雷诺数Re≤3×104时,压力分布表现为横掠单管的绕流特征.雷诺数Re≥4×104时,压力分布表现为翻卷绕流特征.溢流损失系数最大,绕流损失系数次之,冲击射流损失系数最小.开孔率减小一半,冲击射流损失和绕流损失变化较小,气膜孔溢流损失升高至少4倍.      

民用飞机设计参考机种之一 BBJ远程公务运输机

BBJ是美国波音公务机公司研制的远程双发涡扇公务运输机,采用成熟、可靠、性能优良的波音737(新一代)平台,是波音737(新一代)窄体客机的改型。该机采用航空伙伴公司的融合式翼梢小翼,可使巡航阻力降低5%～7%,航程增加4%～5%。     

水上飞机起飞历程的水动力特性分析

水上飞机能够在水面高效起降得益于船体布局的精细化设计,而深入掌握水上飞机的水面起飞滑行 规律对于飞机的研制至关重要。采用水池拖曳试验和数值模拟方法两种研究方法探寻流动机制,分析大型两 栖水上飞机滑行过程中的水动力特性。结果表明:利用计算流体动力学技术可以较为精确地模拟复杂外形的 两相流耦合六自由度运动,与水池拖曳试验的流场形态和模型动力学特性吻合,在起飞全过程中阻力误差均在 10%以内;对于带起落架舱的大型两栖水上飞机,前体舭弯产生的强烈喷溅是阻力峰产生的根本原因。     

气动减速系统阻力伞锁机构可靠性分析

气动减速系统是保证飞机正常飞行的关键，如何高效、可靠地实现阻力伞锁机构的打开是影响气动减速系统的关键。本文以气动减速系统阻力伞锁机构为研究对象，通过对阻力伞锁机构运动特性的分析建立了刚柔耦合仿真模型并开展动力学仿真。针对其复杂的工作特点，提出了阻力伞锁机构卡滞与精度失效两种关键失效模式。针对关键失效模式分别建立了可靠性分析模型，采用AK-MCS法计算阻力伞锁机构可靠性。通过本文研究，得到了阻力伞锁机构在不确定性环境下可靠性水平，可以为今后阻力伞锁可靠性设计提供参考依据。