空天飞行器机翼/翼型的需求分析及应用

空天飞行器飞行空域大,速域宽,经历亚/跨/超/高超声速飞行,气动特性变化大,传统翼型难以同时满足低速、高速时的设计要求,给机翼/翼型设计提出了新的挑战.本文围绕飞行环境特点,分析了低速高升力与高速高升阻比、升重匹配、结构热防护等设计要求,提出了空天飞行器对机翼/翼型设计的新需求.基于一种新的宽速域翼型,采用数值模拟方法,开展三维流动下翼型与机翼平面形状的一体化优化设计,获得了一种翼型沿展向变化的新机翼,相对优化前,低速时机翼产生的升力效率提高了36.3％,超声速和高超声速升重平衡升阻比分别提高了33.4％和12.9％,新机翼能更好地兼顾低速、跨声速、超声速和高超声速气动性能的要求.将新机翼应用于典型空天飞行器,再通过全机气动外形优化设计,进一步提高了宽速域飞行时升重平衡下的使用升阻比,高亚声速时提高了5.9％,超声速时提高了10.3％,高超声速时提高了0.7％,解决了低速飞行时高升力与高速飞行时高升阻比的需求矛盾,并获得了一种满足宽速域总体设计要求的空天飞行器气动布局.研究成果具有一定工程指导意义.     

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。      

基于Busemann双翼的三维高超声速机翼研究

为研究Busemann双翼翼型在高超声速机翼上的应用,构建了一种基于Busemann双翼翼型的高超声速机翼,研究其在高超声速流动中的气动特性和温度对其前6阶模态固有频率的影响。针对高超声速流动的复杂性和高超声速机翼涉及学科的多样性,首先从理论上证明高超声速Busemann双翼能够提高升阻比,然后通过数值模拟研究了Busemann双翼在高超声速流动中的气动特性,及其增升减阻和减小翼尖涡的机理,并使用分层理论简化高超声速机翼所涉及学科之间的复杂耦合关系,研究了温度对高超声速Busemann双翼模态的影响。结果表明：在高超声速流动中,Busemann双翼能够显著提高升阻比并减小翼尖涡的强度,相对于菱形单翼,Busemann双翼的升力系数增加了28.95%,阻力系数增大了13.58%,升阻比提高了13.53%,升阻比提高较为明显;同时,在1 300℃时,相对于菱形单翼的一阶固有频率,Busemann双翼的一阶固有频率提高了99.8%,说明Busemann双翼具有更好的抗弯能力;相对于在20℃时的一阶固有频率,Busemann双翼在1 300℃时的一阶固有频率下降了34.2%,说明不能忽略高温对Busemann双翼结构性能的影响。     

民机滑轨套筒排液通路设计与研究

研究了民用客机排液技术的适航条款及设计要求。通过对适航条款进行梳理,明确了民用飞机防积水、闪电防护、静电防护适航条款要求,并罗列了滑轨套筒排水系统对应的适航条款的具体内容。分析了民用飞机机翼油箱区域的排液通路的布置问题,并给出了机翼油箱区域排液通路的耐腐蚀、闪电静电的相关防护要求及解决措施。总结了排液设计的关键因素,对比了不同结构形式对排液性能的影响,为飞机详细设计阶段提供设计依据。     

非仿射参数依赖LPV模型的变体飞行器H∞控制

变体飞行器可以在不同的飞行环境及飞行任务下自适应地进行结构变形,从而确保飞行过程中具有最优的气动性能。以一类翼展可变的飞行器模型为对象,研究了一种针对非仿射参数依赖结构的线性变参数(LPV)系统的控制问题。在Jacobian线性化基础上,将变体过程中的非线性模型精确拟合为以翼展变形率为时变参数的LPV系统。与大多数LPV控制不同的是,此系统为多项式参数依赖结构,不具有仿射参数依赖形式。利用线性分式表示(LFR)将具有非仿射参数依赖结构的LPV模型转换为等价的线性时不变(LTI)系统。为保证变体过程的稳定,针对此LFR形式的变体模型,在满足二次Lyapunov稳定的线性矩阵不等式(LMI)条件基础上,设计了一类基于状态反馈的H∞控制器。仿真结果表明,上述控制器在外部存在干扰的情况下,能够保证变体过程的全局稳定性。因此基于LFR转换的控制器设计方法不再局限于仿射参数依赖形式,对于广泛LPV系统具有普遍适用性。     

氢动力无人机大展弦比机翼静气弹特性分析

以氢动力超长航时无人机(UAV)为背景,针对其大展弦比轻质复合材料机翼,采用强耦合方法求解了几何非线性变形下的静气弹特性,对比了弹性机翼与刚性机翼的气动性能,并在此基础上,给出了一种刚性机翼的弹性气动力修正方法。结果表明:相比刚性机翼,弹性机翼巡航状态下的升阻比降低3.2%,滚转力矩导数和偏航力矩导数显著增大,对飞机的气动性能产生不利影响;基于刚性计算结果,对大展弦比机翼进行气动修正,是一种有效的大展弦比轻质机翼气动分析思路。     

有起落架布置的翼身整体结构机翼载荷测量技术

针对传统的载荷校准约束方法影响有起落架布置的翼身整体结构机翼根剖面载荷测量的问题,提出了一种适用于该结构形式的机翼载荷实测方法。首先,分析地面载荷校准时主起落架载荷变化对机翼根部测载剖面应变电桥响应的影响,提出了一种主动约束方法来模拟空中飞机机翼真实受载状态。其次,采用主动约束和传统的起落架约束方法进行机翼载荷校准对比试验,通过对试验数据进行分析,分别建立了2种约束方法的飞行载荷方程,表面上2种方法的地面检验误差均在3%以内,满足一般的工程误差要求。最后,选取对称拉起机动试飞状态,对2种约束方法的机翼飞行载荷测量结果进行分析研究,验证了有起落架布置的翼身整体结构机翼载荷测量方法的有效性,并给出了传统的起落架约束方法载荷测量误差大的原因。     

考虑气动弹性变形影响的跨声速机翼设计方法研究

根据气动－结构一体化的设计思想,发展了一种考虑气动弹性变形影响的跨声速机翼ＣＦＤ设计方法。设计实践表明,采用适当的结构弹性模型,方法可以在计算机机翼静弹性变形影响的情况下设计出压力分布收敛于指定目标的新机翼,因此在跨声速机翼型架外形的设计和史 起初外形设计中具有良好的实用价值。     

用粘性／非粘性相互作用法求解机翼跨声速分离流

提供了一种计算机翼的跨声速绕流的粘性／非粘性相互作用的计算方法,包括无粘流场计算,混合边界层计算及两者之间的相互作用,其中三维混合边界的计算包括了层流边界层,转捩区,湍流边界层和分离流的积分方法计算了,特别是在靠近分离的区域采用边界层反方法计算,无粘流场由全速势方程计算得到,通过粘流无粘流耦合迭代求得了Ｍ６机翼跨声速绕流的收敛解,与实验结果比较,吻合得较好,本方法能够计算出激波诱导分离泡和后缘分离     

展向射流控制机翼前缘涡的机理及其应用

旋涡和流动分离的控制一直是空气动力学研究的一个重要。研究表明展向吹气是控制机翼上旋裂和流动分离的一种十分有效的气动措施。