采用多载路线结构,提高接头使用寿命

随着航空技术的发展,对军用飞机提出了更高的战术技术要求。为了较好地解决具有亚音速性能的大展弦比、小后掠角、大相对厚度机翼,与具有跨音速和超音速性能及低空抗颠簸性能的小展弦比、大后掠角、小相对厚度机翼之间的矛盾,应用变后掠机翼是比较有效的技术措施。所以近20多年来变后掠飞机得到了迅速发展。从F—111飞机问世,到现在的F—14、狂风、苏—20、米格—23等相继研制成功与装备部队,都证明了变后掠机翼有广阔的发展前途。     

一种无人机变后掠翼机构的设计与仿真研究

提出了一种变后掠翼机构的设计方法,能根据机翼平面形状参数,合理布置变掠机构、确定机构部分主要参数,并能得到机翼的运动规律。首先提出了变后掠翼机构方案,将运动机构抽象为数学模型;然后对各参数进行详尽的设计和计算,并对机翼的运动进行了数值分析,在此基础上建立了一种变后掠翼机构设计方法。运用方法对具体的算例,建立机构三维模型,进行运动模拟仿真,CATIA运动仿真结果与MATLAB数值计算结果一致,证明了方法的有效性和合理性。     

飞机外翼段大尺度剪切式变后掠设计与分析

飞机大尺度全局变形过程中存在诸多需要研究的基础问题,为此构建了研究平台并开展了实验研究。基于飞行器机翼"旋转变后掠"与"剪切变后掠"的气动特性计算结果,设计了气动特性相对较优的飞机外翼段大尺度剪切式变后掠方式;研制了基于可控变形结构与连续变形规律的实验模型;进行了风洞实验研究。结果表明:本文研制的剪切式变后掠飞机在蒙皮、结构、驱动、控制等方面满足气动特性研究的需求;其准定常气动特性曲线显示出变后掠的较大气动效益;其非定常气动特性曲线呈现出滞回环,原因可能在于"机翼附加速度效应"和"流场结构迟滞效应"。     

变后掠翼舰载机抗侧风自动着舰引导系统

舰载机在航母上降落时,舰尾气流的扰动是影响着舰精度的主要因素.以变后掠翼舰载机为研究对象,根据其操纵特性,设计了引人侧偏速率反馈的抗侧风飞控系统控制律,优化自动着舰引导系统轨迹控制器系统参数,并根据系统结构配置构建仿真系统.通过对比侧偏速率反馈引人前后的系统性能表明,引人侧偏速率反馈明显降低了舰尾流对变后掠翼舰载机的影...     

剪切式变后掠翼气动特性分析

为了探索变后掠翼飞机在不同飞行状态下保持最优飞行性能的问题,采用一种剪切式变后掠翼的变后掠方式,通过改变机翼后掠角但并不改变翼型来实现实时最优飞行。建立了四组不同后掠角的翼身组合体,并对其进行了宽广速域的扰流流场数值模拟,分析其在不同迎角和马赫数下的气动特性,最后得出最优后掠角变化规律。仿真结果表明,剪切式变后掠翼能显著改善飞机升力、阻力和升阻比等气动特性,使可变形飞机能适应多种环境和任务,在全飞行任务周期内相对固定翼飞机具有更优的性能。     

柔性变后掠飞行器非定常气动特性数值研究

为研究柔性变后掠飞行器变形过程中的非定常气动力,对柔性变后掠飞行器进行了非定常数值仿真。首先分析了柔性变后掠飞行器在特定后掠角下的定常气动特性,接着选用三种变后掠周期进行了非定常计算,分析了不同变后掠速度对飞行器气动特性的影响,以及定常与非定常气动特性的差别,并研究了这种差异产生的原因。结果表明:柔性变后掠飞行器通过后掠角的改变可以使实时气动性能达到最优;不同变后掠速度引起的气动力差异不大;定常气动力与非定常气动力最大差异不超过7%,其差异主要是由于机翼上气动力的差异引起;非定常计算的升力、阻力系数大于定常结果,俯仰力矩系数与定常计算值差异不大。非定常气动力的产生机理是由于机翼的附加速度所引起的,与流场迟滞无关。总体上看,攻角小于14°时,小后掠可以取得较大的升力、阻力系数;大于14°攻角,大后掠的升力、阻力系数较大;所有后掠角均在4°攻角处取得最大升阻比且小后掠角的升阻比较大;当升力系数小于1.28时,小后掠角产生较小的阻力系数,超过这一数值,大后掠角的阻力系数较小。     

基于CFD的最优变后掠规律研究

为了探寻变后掠翼飞行器最佳后掠角的变化规律,基于计算流体力学计算技术,对变后掠翼身组合体进行了气动计算,结合遗传算法对计算结果进行全局寻优,探索最优变后掠规律.首先基于变后掠飞行器设计的要求与方法,建立了“旋转式”变后掠翼身组合体三维模型;其次通过在宽广速域绕流流场的CFD数值模拟,得到了气动数据;最后结合遗传算法对气动数据进行全局寻优,得出了升阻比最佳的后掠角变化规律.仿真结果表明,采用遗传算法对变后掠飞机最佳后掠角进行全局寻优,可以得到合理的最佳后掠角变化规律曲线:在亚声速速域内随着速度的增大,为了降低诱导阻力,提高升阻比,最优后掠角平缓增大;在跨声速速域内,为了延缓激波阻力的形成,最优后掠角急剧上升.     

基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法

针对高超声速进气道内强唇罩激波/边界层干扰带来的大尺度分离、流动损失大等问题,提出了基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法。在来流马赫数3、唇罩压缩角18°条件下,仿真对比了后掠/平直2类唇罩2种构型干扰区内的流动特性。结果表明：后掠唇罩入射激波/边界层干扰产生的分离包尺度沿展向呈现逐渐增加的趋势,利用三维后掠入射激波产生的自对称面往两侧的顺压梯度,驱动低能流往两侧迁移,可使得分离区流向尺度相对于平直唇罩构型最大可减小50.6%;在后掠唇罩干扰区内,压力分布呈现以分离线曲率中心为虚拟中心的椭圆相似特征。     

变后掠翼飞机动态响应计算及参数分析

本文推导列写了变量为V、α、ω_τ的变后掠翼飞机纵向运动方程,并通过计算机翼按M数规律变后掠加速飞行时飞机的动态响应,分析了变后掠初始飞行状态,飞机推重比和气动力等参数的影响,进而提出了用于动态响应计算的简化运动方程。而且还分析了变后掠规律对动态响应的影响。从动态特性的角度,指出了选择较为有利的变后掠规律的可能途径。     

用于高速转子振动主动控制的智能变刚度支承系统

在主动变刚度理论的基础上,利用形状记忆合金(Shape Mem ory Alloys)作为驱动元件,设计了用于高速转子振动主动控制的智能变刚度支承系统。试验证明:利用该支承系统实现了主动变刚度控制转子振动理论。      

非定常气动力对变后掠飞机动态响应的影响

本文提出了一套完整的变后掠飞机在变后掠过程中从气动力直至航迹计算的数值求解方法。飞机在变后掠以及伴随变后掠而产生的动态响应过程中,飞机承受的气动力显然是非定常的,本文提出了这种非定常气动力的计算方法以及计及非定常气动力时飞机动态响应的计算方法。     

可变形飞行器机翼两种变后掠方式及其气动特性机理

为了探索可变形飞行器机翼以不同方式变后掠时的气动特性差异及其物理机理,对旋转变后掠和剪切变后掠翼身组合体进行了宽广速域的绕流流场数值模拟,并对其气动特性与机理进行了分析。计算中,采用粘性可压缩流动的数值模拟方法和三棱柱-四面体的非结构-结构混合网格。结果表明:剪切变后掠具有优于旋转变后掠的特性,前者在宽广的速域内均具有显著优越的升阻比和阻力,主要原因在于不同变后掠方式所引起的流场结构的显著差异。     

基于CFD的变后掠翼单速度最优后掠角预测模型

为延长飞行器续航时间,探索变后掠翼飞行器控制规律,根据新型变后掠翼飞行器模型,探究了通过飞行器速度及迎角来控制弹翼后掠角度,以达到最优气动性能,从而使该飞行器获得更长续航力.选取飞行马赫数为0.4～0.8、前缘后掠角度为15°～45°内的39个关键点,在迎角为0°～14°范围内进行CFD仿真,将仿真结果在不同数学模型下...     

变后掠飞行时飞机纵向动态响应规律探讨

变后掠飞行时,飞机的动态响应是变后掠飞机飞行动力学的重要问题之一。探讨动态响应的规律以及与飞机气动力的联系,分析响应规律的基本机理,对变后掠机翼气动设计和改善动态响应特性都有实际意义。 1.运动方程 相对于机体轴系的变后掠飞机纵向运动方程是:     

滑动蒙皮变后掠无人机非定常气动特性研究

为了探索飞机变形过程中的非定常气动特性及其机理,基于滑动蒙皮变后掠无人机这一可变形飞行器大尺度全局变形研究平台,通过风洞实验对其进行了非定常气动特性研究。结果表明:无人机变后掠过程中非定常气动特性曲线在相应的准定常曲线周围形成滞回环;无人机变后掠速率越快,滞回效应越显著;无人机以约7.5°/s的速率变后掠,会使非定常气动特性数值偏离相应的准定常数值5%以上;变后掠无人机非定常气动特性产生的主要原因可能在于流场结构迟滞和机翼附加速度。     

后缘襟翼型智能旋翼驱动力臂的设计方法

为使后缘襟翼型智能旋翼达到最佳的减振效果,本文建立了两种模型方法对智能旋翼驱动机构的关键设计参数——驱动力臂进行了探讨。一方面基于CFD、CAMRADⅡ和ABAQUS联合仿真的方法,建立了机电耦合多体系统有限元模型;另一方面基于襟翼变形前后的几何关系分析,建立了更为简化的几何模型。最后通过对智能旋翼桨叶的驱动性能静态试验来验证模型。测试结果表明,有限元仿真结果与试验结果一致,几何模型与有限元模型得到的襟翼最大偏角的误差不超过6%。因此,本文所建立的有限元模型分析法和几何模型分析法可以为后缘襟翼型智能旋翼结构详细设计和初步设计中驱动力臂的参数选择提供有效参考。     

变循环发动机完全分布式控制

采用分布式控制架构可以降低变循环发动机控制系统的重量并有利于系统的开发和扩展。提出了一种完全分布式控制架构,控制算法的计算完全分布到智能执行机构中,计算所需的参数值由智能传感器通过串行数据总线发送到智能执行机构。变循环发动机完全分布式控制系统研发的主要工作是设计分散控制算法和总线通信方案。将控制回路的耦合当作总扰动的一部分,使用线性自抗扰控制器(ADRC)观测并在控制信号中消除总扰动,实现了分散控制。在CAN总线硬件的基础上,使用CANaerospace高层协议设计了时间触发的总线通信方案。从而实现了变循环发动机完全分布式控制。在MATLAB/Simulink环境下使用TrueTime工具箱搭建了仿真系统。使用TrueTime Kernel模块仿真智能执行机构与智能传感器的计算单元,使用TrueTime Network模块仿真CAN总线,并且将线性ADRC和CANaerospace协议写入到计算单元中。仿真结果表明:所建立的变循环发动机完全分布式控制系统能够适应发动机进气状况和健康状况的大范围变化,具有较好的鲁棒性。     

Numerical Simulation of a Swept Wing Hot-air Anti-icing System

对后掠翼热气防冰系统的表面温度进行了数值仿真研究.用欧拉方法计算局部水收集系数,外部对流换热系数用附面层积分法计算,蒙皮导热和内部换热用计算流体力学(CFD)方法计算,用基于FLUENT的用户自定义函数(UDF)方法将外部换热、蒙皮导热和内部换热三者耦合求解,实现了热流边界条件的自动加载和温度的自动更新.通过对ARJ21-700机翼防冰系统性能的计算,说明所研究的计算方法能对三维后掠翼热气防冰系统作出总体性能的评估和局部性能的评价,为自然结冰条件下飞机的飞行试验提供依据,从而大大降低飞行试验风险.     

中低空高度下变后掠翼的最佳变后掠规律

为寻找到可变后掠翼飞机的最佳变后掠规律,利用CATIA生成不同后掠角模型,使用Fluent模拟不同高度的环境并利用遗传算法得出最佳的变后掠规律,最后将计算数据进行拟合分析.研究结果表明,在不同高度下,最佳变后掠规律大体趋势相似,但5000m时优势略明显.这个结论为今后可变机翼无人机的设计提供了一定的依据.     

特殊结构外形飞机飞行试验特点综述

本文叙述诸如“无尾”式、“鸭”式，反安定面式、变后掠翼式和垂直起降式等特殊结构外形飞机飞行试验中与常规外形飞机试验的不同点，强调了对这类飞机进行飞行试验时应特别注意和应补充的项目。