国产新型战机首次试飞

近日,我国完成了“国产新型战机”的海上科研试飞。 该新型战机是一架单发单座多用途战斗机,单垂尾,采用机腹进气和无尾三角翼加近距耦合全动鸭式前翼的气动布局,外形和以色列的“狮”式(Lavi)相似。这种布局的优点是既能发挥三角翼飞机在高空高速的优势,又通过前翼增加升力,保证在中低空亚音速格斗的机动性并大幅缩短起降距离。从计算机模拟图看,它的主翼似乎大于“狮”式,     

双三角翼外翼前缘钝化对涡流特性的影响

通过风洞试验，利用７孔探头对７５°／４５°和７５°／６０°两种典型双三角翼进行了空间流场测量，研究了双三角翼前缘形状对大迎角涡流特性的影响．试验结果表明，双三角翼外翼前缘钝化使双涡态的双三角翼内、外翼涡互相靠拢、增加干扰，当出现合并涡态时，使合并涡涡核向内下方偏移；外翼前缘钝化使外翼涡或合并涡的Ｃｐ０、Ｖｘ较尖前缘时为高，最终使外翼涡或合并涡推迟破裂．     

双三角翼外翼前缘钝度对气动特性的影响

笔者对75°/60°双三角翼模型进行了水洞流态观测实验、低速风洞测压实验、空间流场测量实验,研究了双三角翼外翼前缘钝度对气动特性影响,包括对涡态的影响。这里发表的是第一期实验的初步结果。结果表明,外翼前缘钝化使内翼涡涡核推迟破裂,外翼前缘钝化主要影响双三角翼前缘折点后的后半翼上表面的C_p分布,特别是在涡发生破裂后,其影响较大。     

双三角翼大迎角翼面压强分布与涡态相关分析

将双三角翼翼面测压试验结果与空间涡态观察测量结果进行了定性的相关对比分析,分析表明:垂直于双三角翼翼面的典型横截面上展向压强系数Cp分布与空间涡态有明显的对应关系,Cp分布的峰值数目反映了双三角翼的双涡态和单涡态,Cp峰值随α变化反映了涡强随α的变化,Cp峰值所在展向位置反映着涡核的展向位置,Cp峰形的平坦反映了涡的破裂.     

来流局部干扰对三角翼气动特性的影响

通过在三角翼上游加入干扰圆柱的风洞实验方法,研究了来流干扰对微小型飞行器MAV(Micro Air Vehicle)气动特性的影响.结果表明,在刚性和弹性三角翼顶点上游加入圆柱干扰时,两者均出现缓失速,刚性翼产生缓失速与干扰圆柱尾流关系密切,弹性翼的缓失速不仅与此有关,还与弹性翼的振动有关.无干扰或在机翼顶点加入干扰时,在攻角为4°~18°内弹性翼的升力系数比刚性翼的要大,但升阻比相对要小.由于弹性翼的振动与机翼绕流结构、气动力之间的耦合,弹性翼顶点与翼尖振动的主频随着攻角增大呈规律性的变化,失速攻角附近翼尖的振动主频是其涡脱落频率.      

达索鲜为人知的战机之二神秘三角的憧憬

“神秘三角”和“幻影”Ⅱ从喷气式飞机诞生以来，人们一直在思索喷气式战斗机的发展方向。一开始所有的厂商都希望自己的飞机能飞得更快些，速度，成了最诱人的话题。围绕这个话题人们开始展开研究，空气动力学开始长足发展，后掠翼、三角翼、小展弦比薄机翼……纷纷出现在各种不同的飞机上。达索公司在50年代初期开始研究三角形机翼，他们发现这种机翼有着种种好处。     

大迎角下小振幅振荡三角翼破裂涡的频率特性

在风洞和水洞中分别进行了小振幅振荡三角翼的动态测压和热膜测速实验,目的是研究振荡的无量纲频率 n 对于三角翼前缘涡的频率特性的影响.对风洞中测得的压力数据进行频谱分析,发现 n 值在0.018~0.036时,即与三角翼翼面上涡破裂点的振荡频率接近时,会发生耦合现象,使振动能量明显加强;对水洞中测得的速度数据进行频谱分析,则发现 n 在0.8~1.4的范围内,即与螺旋波的传播频率接近时,三角翼的振荡会使涡破裂点向后缘移动,延缓了涡的破裂,使螺旋波频率增大.     

翼伞充气过程的流固耦合方法数值仿真

为研究冲压式翼伞折叠充气过程的流固耦合动力学特性,基于自由曲面变形理论建立了多气室冲压翼伞的展向折叠模型。流体域通过时步更新技术实现了随伞载系统运动,采用任意拉格朗日-欧拉（ALE）方法开展了翼伞非定常充气展开过程的非线性动力学数值计算,数值计算结果与空投试验结果具有较好的一致性。深入分析了翼伞充气过程中的三维外形及非定常流场分布情况,表明翼伞充气过程由于翼尖涡绕流,存在“翼尖上翘,中部凹陷”的翼伞尾流再附现象;各气室的充气规律关于中央气室对称;分析了翼伞气动特性的动态变化规律,充满后翼伞滑翔比稳定在2.24。上述研究为翼伞设计及开伞性能预测提供了一定的理论依据。      

折背式轿车尾流结构研究

轿车的气动阻力对轿车的燃油经济性有着重要影响.对于折背式轿车,由尾部产生的气动阻力可占整个外形气动阻力的50%.因此,弄清折背式轿车的尾流结构对开发具有良好气动特性的新型轿车有重要意义.利用风洞试验和CFD(Computational Fluid Dynamics)技术相结合,分析了折背式轿车的尾流结构及尾部形状对尾流结构的影响,为设计具有良好气动特性的折背式轿车提供了依据.     

伞翼气动特性的实验研究

本文研究了伞翼几何参数变化对纵向与横侧气动特性的影响。在实验中改变的因素包括伞翼后缘形状,翼面上的肋条,伞翼顶角,边条小翼,外翼弦长,龙骨形状,伞翼的张开比和上反角。 研究结果表明,对于单龙骨双叶伞翼,后缘形状改变对气动特性有很大影响,采用向内弯曲的后缘与直后缘的情况相比,能使伞翼的最大升阻比提高很多。在翼面上加肋条,使伞翼的阻力减小、升阻比增大。对于顶角比较大的翼面,增加顶角将获得更大的升阻比。在这种翼面上加边条小翼,可使最大升力系数提高并且改善失速特性。采用适当弯曲的龙骨也使升力特性得到改进。 增加伞翼的张开比使航向静稳定度增大。增加伞翼的上反角使横向静稳定度增大,航向静稳定度减小。在一定范围内,改变上反角对横向和航向稳定性的影响与张开比的作用相反。     

尖顶襟翼长度对三角翼前缘涡破裂的影响

为了抑制三角翼前缘涡破裂的发生,研究了大攻角下(30°～50°)尖顶襟翼对70°三角翼前缘涡破裂的影响.在静态实验情况下,尖顶弯折对三角翼前缘涡破裂影响的参数有2个:尖顶襟翼弯折的角度及其长度.染色液流态显示结果表明:尖顶襟翼的向下弯折减小了靠近襟翼翼面的有效攻角,从而推迟了前缘涡破裂的发生,涡破裂位置随弯折角的变化呈非线性变化且弯折襟翼越长效果越好,α=35°时两个弯折组合的效果要比单个弯折的好.     

双三角翼飞机气动力工程计算研究

 双三角机翼比三角机翼气动布局具有更优越的升阻特性.飞机空气动力的工程计算是用数值方法寻求飞机最优设计方案的基础.采用基于面积比思想的半经验工程算法计算了双三角翼飞机的升力系数曲线斜率、零升阻力系数和诱导阻力因子.结果经风洞试验数据校验,精度完全能满足飞机方案设计要求.算法在某改型飞机方案设计中得到了成功的应用.     

三角翼前缘涡破裂点脉动的实验分析

在水槽中和风洞中分别进行了流动显示和动态测压实验,目的是研究三角翼前缘涡破裂点的脉动现象.对流动显示图片中涡的破裂点位置进行统计和频谱分析,表明破裂点振荡存在双主频特征,位于0.07位置的主频对应着螺旋—泡—螺旋的转化过程,位于0.2~0.4之间的主频对应着螺旋形态破裂本身的小幅振动.对统计的破裂点位置数据做低通滤波后进行相关性分析,还表明了三角翼左右2个前缘涡的破裂点位置信号具有负相关性.进行三角翼表面动态压力测量,对压力数据低通滤波后做相关性分析,发现相同的一条前缘涡的动态压力信号在整个翼面上都具有高度的相关性.      

有翼联合直接攻击弹药完成第一轮测试

波音公司研制的有翼联合直接攻击弹药（JDAM）完成风洞试验。这种版本的JDAM拥有65千米的射程,是原来武器系统滑翔距离的三倍。这次试验使得有翼JDAM弹药进一步接近定型生产阶段。     

西德“桑格尔”航空航天飞机的设想

西德的航空航天技术研究所和梅塞施米特-伯尔科-布洛公司(MBB),正在研究取名为“桑格尔”21世纪的航空航天飞机,建议将它纳入欧空局(ESA)的共同计划。“桑格尔”由大小两架三角翼机构成。大型第一级用涡轮冲压式喷气发动机加速到马赫6的速度后,在30公里高度使第二级起飞。第二级重量为50吨,采用液氢/液氧火箭升     

基于涡系相交不稳定性的飞机尾流控制方法

在飞机飞行的过程中尾涡会伴随着升力产生,威胁后机的飞行安全.在简化机翼模型上添加扰流片,通过一个矩形翼以引入一个与主翼尾涡大小不同、方向相反的小涡,构建尾流自消散四涡系统,以期诱发尾涡的Rayleigh-Ludwig相交不稳定性.通过改变扰流片的大小形状,调整模型的攻角和拖曳速度,采用粒子图像速度场仪测量系统定量研究在低雷诺数下单主翼尾涡发展特性以及双涡相互作用特性.研究表明:在未添加扰流片时,尾涡环量在45个翼展内相对于初始环量基本保持不变;在添加扰流片的情况下尾涡的环量衰减可以达到35%~55%,而未添加的基本翼型的尾涡的环量则几乎保持不变,这说明添加适当的扰流片能诱发尾涡的Rayleigh-Ludwig相交不稳定性,加速尾涡的消散,当小涡和主涡的初始环量比为-0.489、初始距离比为0.5时,45个翼展范围内,尾涡环量衰减55.9%.本文系统性的实验结果可以为低尾流机翼的设计提供参考依据.      

翼身结合框结构仿生设计

相似是仿生的基础,全面系统地理解工程原型的功能需求和生物体各个层次的优异结构,准确把握生物体与工程原型的相似性,是结构仿生设计的关键.为减轻翼身结合框重量,分析了竹干与翼身结合框相似的承力性能,借鉴竹干的细观结构形状和排列方式,应用结构仿生原理设计了仿生翼身结合框.有限元分析结果表明,在保证结合框强度、刚度的前提下,仿生结构与原型相比重量可减轻2.1％.     

“新视野”探测器的热控系统分析与启示

为了满足探测任务要求,“新视野”（New Horizon）探测器首次采用了双层“保温瓶”式热控设计,改进了防寒能力,以适应冥王星和柯伊伯带极度寒冷环境。此外,外太阳系的深空环境无法利用太阳电池帆板来提供电能,飞船上安装了一套由美国能源部提供的放射性同位素热电发生器（RTG）来提供电能,其余热可实现设备的加热控温。放射性同位素热源主动热控为主,多层隔热组件等被动热控为辅的热控设计有效保障了“新视野”探测器各设备温度水平。     

有翼再入飞行器的超/高超声速气动力工程方法

有翼再入飞行器气动力的工程计算方法尚有待进一步完善,计算精度有待进一步提高。文章根据有翼再入飞行器的气动布局特点,改进和发展了一套适于其气动布局的部件划分策略和压强计算选取准则。以此对航天飞机轨道器和类X-34飞行器的纵向气动力特性进行工程计算,并与其风洞试验和数值模拟结果进行对比分析。结果表明,文中的工程计算方法在马赫数3以上的超/高超声速范围内可准确预测有翼再入飞行器的升阻特性,其中升力系数和阻力系数误差小于10%;并可准确预测俯仰力矩特性随迎角改变的变化规律。与现有方法相比,文中的部件划分策略和压强计算选取准则在升阻特性精度相当情况下,可明显提高俯仰力矩的预测精度,并反映飞行器表面的压强分布特征。