飞翼布局无人机进排气效应风洞试验研究

飞机进排气会对全机气动性能产生明显的影响.采用引射式动力模拟器对飞翼布局无人机开展进排气效应模拟,分析进排气对全机气动特性的影响.试验结果表明:进排气对飞翼布局升力影响不明显,对阻力影响量比较大,可使全机最大升阻比降低1～4左右,而喷流能使全机最大升阻比下降1～1.8左右,进排气效应使得全机俯仰力矩增加,但纵向静安定度基本不变;进排气对全机横航向特性影响不大,对襟翼效率影响也甚微.可作为飞翼无人机气动布局设计的参考.     

水空两用无人机进排气系统分析

水空两用无人机的进排气系统对其能够进行水空转换运行有着至关重要的作用。本文针对水空两用无人机进排气系统进行分析．通过CATIA进行设计造型．再将模型导人流体分析软件FLUENT中．分析其对发动机进气量的影响．通过分析确定现有设计方案的可行性．以及对现有方案进行改进完善．为后续研究提供依据。     

浅析大型无人机系统人系综合（HSI）设计方法

无人机系统虽然机上没有人员,但是其安全使用需要机组人员在地面站进行操纵,以及维修保障人员进行适当的维护和修理,特别是无人机人员不在机上有着更为复杂的人系综合需求。通过本项研究给出了一套大型无人系统人系综合设计方法,重点是无人机飞行员和无人机系统的综合,该方法以无人机地面站的适航和空管要求作为基本输入,通过开展任务识别和功能分析确定任务要求、操作员工作、信息要求、控制要求,通过人系综合技术评估找到最优设计方法并为设计指南编制提供初步依据,开展任务分析确定任务瓶颈、完善设计指南并指导地面站设计,最后通过试验与评估验证人系综合要求设计的充分性和正确性。     

混合排气二元收敛喷管气动与红外隐身综合设计方法

为使混合排气二元收敛喷管的设计在满足发动机推力性能要求的同时,也具有良好的红外特征信号抑制效果,从固定式混合排气二元收敛喷管的设计要求出发,提出了一套混合排气二元收敛喷管气动与红外隐身综合设计的方法和流程.并通过算例计算验证了该设计方法的可行性.另外,计算结果表明:二元喷管的进口截面位置、喷管总长、出口面积以及出口宽高比等几何参数对实现喷管推力性能均起到关键作用;而合理确定出口宽高比,对实现喷管红外隐身性能具有重要作用.      

基于弹性体变形方法的多鼓包技术在飞翼无人机耦合进排气上减阻

为进一步提升飞翼布局无人机耦合进排气系统的气动性能,针对进排气附近翼面上多鼓包开展了减阻特性与优化设计研究。基于弹性体变形思想的FFD(Free-Form Deformation,自由变形)方法,对飞翼无人机多鼓包进行有效的参数化,并构建了网格自动生成方法;结合γ-e_(θt)转捩模型进行CFD数值模拟,利用RBF代理模型及多岛遗传算法进行多鼓包优化设计。结果表明:基于FFD方法的多鼓包技术设计变量较少,优化效率高;优化后推荐鼓包构型第一个为凹鼓包,后两个为凸鼓包;多鼓包优化模型具有显著的减阻效果,迎角6°下减阻量可达6.2%,随着迎角增大,减阻效果由摩擦阻力减小为主转为压差阻力减小占据主导。     

发动机背负式安装无人机的排气系统红外特征的计算研究

用数值模拟的方法研究了对发动机背负式安装的无人机排气系统的红外辐射特征.排气系统的流场采用商业软件计算,红外辐射特征采用根据离散传递法自行发展的程序进行计算,研究了排气系统在3～5μm波段红外辐射强度的空间分布.在红外辐射计算过程中,考虑了喷管内壁的发射和反射、燃气组分CO₂、H₂O和CO的吸收-发射、后机身结构的遮挡以及大气吸收等影响.结果表明:通过发动机的背负式安装、尾喷口的下遮挡设计及其相对机身的内缩可使排气系统在下半球的红外辐射强度明显降低,但由此也造成了上半球的辐射强度有所增强;大气对该无人机排气系统前半球红外辐射的吸收明显强于后半球.      

基于双层代理模型的无人机气动隐身综合设计

基于双层代理模型方法展开飞翼布局无人机气动隐身综合设计方法研究.DSM模型集成了插值型代理模型和回归型代理模型的优点,在同样样本的条件下,具有更高的预测精度.文中分别以Navier-Stokes方程数值求解方法和稀疏矩阵方法分析无人机气动、隐身特性,并构造了两种分析方法的DSM模型,验证了DSM模型特性.文章最后基于自适应代理模型优化设计策略,结合多目标遗传算法将DSM模型用于无人机气动隐身综合设计,使其在满足一定约束的前提下最小化全机阻力和头向雷达反射截面,取得了令人满意的设计结果,验证了文中方法的实用性.     

与飞机融合的单边膨胀喷管排气系统

单边膨胀喷管（Single Expansion Ramp Nozzle,SERN）是1种新型的排气喷管,具有可以有效抑制航空发动机排气系统的红外辐射和雷达反射截面积、后体阻力小、质量轻、增加飞机的敏捷性和可操控性等优点。运用计算流体力学/红外辐射（CFD/IR）数值模拟的方法,采用标准k-ε湍流模型和标准壁面函数,研究了轴对称喷管、单边膨胀喷管和开缝冷却单边膨胀喷管的排气系统与机身融合后的红外辐射特性空间分布规律。结果表明：单边膨胀喷管大幅度降低了排气系统尾向红外辐射峰值,其降幅达到60%以上,说明了单边膨胀喷管与后机身融合、遮挡内部高温部件,从而降低了尾向红外辐射的卓越红外抑制效果。     

基于声波有限元分析法的发动机进排气系统噪声的研究

汽车发动机进排气系统的噪声在发动机总噪声中占有重要分量，因此需要积极采取降噪措施。通过建立发动机进排气系统的理论模型，利用声波有限元分析法对发动机进排气系统的噪声特性作出预测，并将实际计算结果与实测值进行比较，结果表明声波有限元分析法能有效地预测不同结构的进排气系统的噪声特性。     

大涵道比涡扇发动机分开式排气系统设计参数影响研究

为了分析外涵可用压比、内外涵出口面积以及核心外罩长度四个参数对大涵道比涡扇发动机分开式排气系统气动性能的影响,以该排气系统为原型采用数值模拟的方法对其性能进行研究。结果表明：存在一个最佳外涵可用压比使推力系数最大,但此时外涵处于欠膨胀状态,其设计规律与单喷管设计不同;存在一个使得推力系数最大的最佳喷管出口面积,此时喷管处于微弱的过膨胀状态,这主要与核心外罩／尾锥上的压强分布有关;核心外罩长度对排气系统性能存在一定程度的影响。     

联结翼布局气动/结构/隐身一体化设计方法

从联结翼多学科优化要求出发,重点对并行子空间设计算法进行了改进.采用Pareto遗传算法作为系统级搜索策略,结构子学科优化则采用模拟退火算法.并在此基础上应用了旨在提高优化计算效率的响应面方法.实现了基于改进型并行子空间设计算法对气动、结构及隐身多目标函数间的折中与优化.     

无人机推进系统技术研究

不同用途的无人机由于其任务使命不同,对推进系统的要求也有较大差异.本文介绍了短寿命无人侦察飞机(URAV)、隐身无人作战飞机(UCAV)和高空长航时无人机(HALE UAV)推进系统的特点,分析了各种无人机对推进系统的要求以及推进系统技术对无人机性能的影响等.     

高超声速推进技术发展驶入快车道

高超声速推进技术与高超声速武器密切相关,吸气式高超声速飞行器一直是国外重点发展的战略军事技术。X-51A“乘波者”飞行试验的成功使超燃冲压发动机技术向实际应用又迈进了一大步,同时也带动了其他高超声速推进技术的发展,美国、法国。俄罗斯、澳大利亚、日本等国都在加入该领域的投入。     

The Dawn Ion Propulsion System

Dawn??s ion propulsion system (IPS) is the most advanced propulsion system ever built for a deep-space mission. Aside from the Mars gravity assist it provides all of the post-launch ??V required for the mission including the heliocentric transfer to Vesta, orbit capture at Vesta, transfer to various Vesta science orbits, escape from Vesta, the heliocentric transfer to Ceres, orbit capture at Ceres, and transfer to the different Ceres science orbits. The ion propulsion system provides a total ??V of nearly 11 km/s, comparable to the ??V provided by the 3-stage launch vehicle, and a total impulse of 1.2×10⁷ N?s.     

基于模型的航天器推进系统故障诊断

本文设计了基于模型的推进系统的故障诊断系统。根据推进系统的结构和行为模型,分析出各组件所处的工作状态及组件之间的连接关系,利用JMPL建模语言建立了推进系统各组件的定性模型。把推进系统模型和系统场景文件输入给诊断推理引擎,可实现推进系统的实时诊断。诊断结果表明,建立的推进系统模型是准确可靠的,开发的诊断系统能有效地找出故障组件并确定故障组件的状态。     

航空推进系统性能寻优控制的系统模型

航空推进系统性能寻优控制是基于模型的控制技术,各部分采用的系统模型是其关键技术之一。根据性能寻优控制的原理,分析了系统模型选择的原则。详细描述了2部分核心模型：估计模型和性能优化模型。根据寻优控制实时计算的要求,给出了状态变量模型和稳态变量模型的线性化表达式,并介绍了工程实现时模型的使用方法。     

民航机推进系统与技术的发展(三)

早期的涡喷发动机,其效率低、耗油率高,但通过部件技术、材料和冷却技术的发展,导致研制出广泛使用的低油耗、高可靠性的高涵道比民用涡扇发动机     

俄罗斯新一代民用飞机MC-21及其动力装置

客A320和波音737的竞争能力.未来,俄罗斯准备将以MC-21与苏霍伊的"超级喷气"100共同满足其国内航空公司80%的新客机需求,并占据同类产品全球市场10%的市场份额. MC-21系列分为3种机身长度不同的型别,分别为150座、180座、210座.MC-21基准型MC-21-200的设计载客量150人,最大货物...     

民航机推进系统与技术的发展(四)

在民用发动机设计时,为提高经济性,一方面通过降低发动机耗油率以提高其燃油效率,另一方面还应改善维修性以降低维修费用。为保证飞行安全,除不断提高发动机可靠性外,还应考虑发动机推力损失等     

民航机推进系统与技术的发展(一)

上世纪20年代,英国研制了两大系列气冷式活塞发动机,即:美洲虎发动机和木星发动机。与此同时,美国普·惠飞机公司也研制出R—1340瓦斯普气冷式发动机。在1930～1950年的20年里,活塞式发动机的功率增加了5倍,这不仅是发动机部件改进的结果,也是子系统(变距螺旋桨和增压器)创新和燃油发展的结果