低RCS飞行器外形设计实践

 在鸭式布局的基础上 ,对飞行器各部件及部件间的连接方式进行了外形隐身设计。对初步形成的鸭翼 -翼身融合体改变机身头部形状和立尾配置等进行 RCS优化。给出了飞行器各种状态下的 RCS平均值和迎头± 45°区内的 RCS值。测试结果表明 ,尖头机身、 30°双立尾 (立尾与垂直平面成± 30°角 )的鸭翼 -翼身融合体的 RCS值最小。对 RCS优化后的外形 ,风洞测力试验表明其气动性能也较好 (最大升阻比达到 8,失速迎角超过 2 6°)     

基于试验分岔分析的翼身融合飞行器纵向稳定性

针对翼身融合布局飞行器的纵向稳定性问题，基于分支和突变理论，求解迎角随升降舵变化的平衡分岔图，并对平衡分支的稳定性和突变点进行了分析。结合风洞虚拟飞行试验技术，发展了试验分岔分析方法，并设计了基于非线性动态逆的伪线性控制器，由此获得并分析了开环试验和闭环试验平衡分岔图。对比分析表明，理论分岔分析与开环试验分岔分析在小迎角范围结果基本一致，验证了试验分岔分析方法的可行性和准确性；翼身融合飞行器产生纵向失稳的主要原因是机翼表面流动分离，从而导致C_mα发生突变引起的；闭环试验分岔分析实现了翼身融合飞行器非线性全局稳定性控制，通过纵向非线性控制器，可以将不稳定平衡分支改造成稳定的平衡分支。     

民机的一种新型布局形式——翼身融合体飞机

 讨论了一种区别于机翼与圆柱机身的传统民机外形——翼身融合体（BWB）外形。从给定容积下减少浸润面积和摩擦阻力的考虑发展出了翼身融合体的概念。在满足系列设计约束条件下讨论了适于大型（800座）客机的翼身融合体的技术和商业上的可能性。概念设计研究表明,翼身融合体外形可获得比常规外形更好的性能。巡航升阻比可从传统外形的19提高至23。480座的BWB外形与同量级的传统外形（A380-700）相比,最大起飞重量可减少18%,每座位燃油消耗可减少32%,具有良好的环保性。通过气动载荷分布规律的反设计,翼型修型和三维优化设计等气动设计方法可以有效减阻和提高BWB的气动性能。由于BWB的高度融合性,讨论了多学科优化设计方法的重要性和有效性。BWB概念能够发展成BWB系列机,进一步提高巡航马赫数也是可能的。     

复合材料自动铺丝设备研究现状

自动铺丝成型工艺因其高质量、高效率、高成型适应性、低废料率等工艺特点,特别适用于大型复杂复合材料构件的自动化成型,如机身、进气道、承力锥、翼身融合体等。从床身形式、纱箱系统、铺丝头结构等角度展开,总结了自动铺丝成型设备的发展现状,分析了现阶段国内相关的研究成果与应用现状,最后对自动铺丝成型设备未来的发展趋势进行了展望。     

NASA调整航空研究重点计划

美国航空航天局（ＮＡＳＡ）一直在寻找一个能带动整个航空工业的大型研究计划，先是“革命性概念” 计划，包括翼身融合体／联合机翼运输机、主动气动弹性机翼、一种旋翼可以在飞行中被锁住成为固定翼的带有前翼／机翼的复合式飞行器和长续航时间的“蜂鸟”无人机等。现在又准备出台“２１世纪航空发展展望”规划，其中有“变形”飞机、“先进航空飞行器”等     

设计问题再次推迟波音787首飞

波音787的首飞原定在6月30日进行，由于在一次例行的飞行前地面静力试验中，出现了因机翼弯曲诱发的翼身接头点脱层和变形，波音公司不得不再次宣布不定期推迟首飞时间。如果说前几次首飞推迟主要是“硬件”问题所致，这次则反映出计算机设计软件的缺陷。     

一种翼身融合飞行器的失速特性研究

翼身融合（BWB）布局飞行器作为下一代商用飞机的主要构型之一，越来越受到重视。对于翼身融合飞行器的研究主要针对其巡航状态的特性，而对其失速特性的研究较少。对一种翼身融合客机构型进行风洞试验研究，采用测力试验方法对其无增升装置的构型，以及具有翼梢小翼、前缘缝翼和机身上部双吊舱的组合部件构型下的纵向特性进行研究，特别是对其失速特性的分析，并通过二维粒子图像测试技术以及油流试验对其失速过程的流动机理进行研究。结果表明，无增升装置的基本构型下，翼身融合飞行器可以保持低速飞行，而各组合构型都具有提高最大升力系数的作用。对失速过程的分析表明，随着迎角的增大，飞机表面流场分离区域从翼梢开始逐渐向翼根以及机身发展，当外翼段完全处于分离区域时，飞机并不会马上失速，因为中心体同样具有提供升力的作用，且中心体的流动分离较外翼的流动分离更晚，所以当外翼在失速迎角出现升力损失时可以通过中心体的升力进行补偿，维持其低速飞行状态，真正的失速发生在中心体出现流动分离之后。     

自由曲面修形技术在民机翼身组合体上的应用

翼身结合处的整流在民机气动中有很重要的作用,需要设计合适的外形以调整机翼上表面的压力分布及翼身结合处的气流,达到提高大型民用客机翼身组合体气动性能的目的.基于CATIA的自由曲面修形技术,采用自由曲线B样条的参数化方法,综合考虑工程约束(起落架布局),对民机构型翼身结合处进行了整流设计,并采用求解N-S方程的方法计算样...     

吸气式高超声速飞行器非均匀尾喷流试验

在中国空气动力研究与发展中心0.5m高超声速风洞中,开展了非均匀喷流条件下的吸气式高超声速飞行器后体尾喷流/外流干扰测压试验研究。采用非均匀内喷管,模拟飞行器尾喷管非均匀入流,测量了飞行器后体膨胀面及水平翼表面压力,采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构,获得了不同工况下非均匀入流对尾部及水平翼表面压力分布的影响规律。试验结果显示尾喷管非均匀入流对飞行器尾部壁面压力分布及流场结构有明显影响,喷管入流的非均匀特征在吸气式高超声速飞行器喷流模拟中不可忽视。非均匀喷流核心区压力分布明显高于均匀喷流时的结果;核心区域外,非均匀喷流的作用面积略小于均匀喷流,且非均匀喷流同外流交叉干扰区域的面积和强度要略小于均匀喷流;均匀喷流在喷管出口区域存在明显的膨胀波系,交叉干扰激波及剪切层的扩张角也大于非均匀入口条件时的结果。     

用于中等尺寸飞机的飞翼概念

文章描述了用于中等尺寸飞机可替代结构的研究。翼身融合体基本上是一个飞翼的形状，其结构被用于可载224名旅客的中等尺寸飞机上。建议采用气动力设计工具系统来完成这样的结构设计。该设计工具由Takanashi的逆解法、抑制目标压力规格方法和测速法组成。该研究结果表明这三种设计方法的综合使用效果非常好。     

三角翼飞机气动压力测量试飞技术研究

回顾了气动压力测量技术的国内外发展现状，介绍了三角翼表面压力飞行试验测量技术、试飞总体方案及实施方法，并对飞机试验情况进行了，给出了不同速度下飞机机翼表面压力分布试飞结果和飞机活动翼面的压力分布测量结果，试飞结果表明，机翼蒙皮直接改装测量孔和测压带方法均能有效测量机翼表达压力分布。     

高空长续航力传感器平台的大面积气动控制

文章对大面积气动控制方案在高空长续航力（HALE）传感器平台上的应用进行了研究。主要集中在联合翼飞行器上。这种飞行器具有主流高空长续航力飞行器所具有的两个典型的性能缺陷。第一个是由于这种布局产生的很大的转动阻尼导致在着陆时的最小的转动速率。它显示多点分布的控制面有助于满足转动速率要求。第二个是起飞总重对于最大升阻比的敏感性。设想的任务需求推动燃料比例达到一个很高的水平，升阻比小幅变化导致燃油需求减少进而大幅减少飞行器重量。这表明用于满足转动需求的技术也可以用于主动控制巡航中的扭转和弯度，并对飞行器的重量和续航力有适度的影响。     

基于表面压力信息的空间流向涡识别方法

旋涡与表面的相互作用广泛存在于各类飞行器的绕流中，旋涡影响飞行器表面的压力分布，引起其气动特性的改变。而表面压力分布同样反映飞行器绕流中复杂涡系的空间流动特征，结合迎角、侧滑角等来流参数，可以判断飞行器受力状态和运动趋势。以平面点涡和“镜像涡”理论为基础，建立基于表面展向压力分布曲线的空间涡识别方法。根据截面展向压力分布曲线是否存在因主涡诱导下洗气流产生的正压区，定义流向旋涡的近物面流动和远物面流动；根据二次涡相对于主涡的位置，定义压力分布曲线的“近二次涡侧”和“远二次涡侧”。利用展向压力分布曲线“远二次涡侧”的1/4峰值、峰值及其展向位置，识别流向旋涡空间位置特征和强度特征。搭建涡-面相互作用试验平台，比较空间流场测量结果和表面压力信息识别结果，验证该方法有效性。研究结果表明：通过表面压力分布曲线可以辨识流向旋涡的空间位置和强度特征，空间流场测量与基于表面压力信息的旋涡识别结果的关联性分析验证了该方法的有效性。为重构飞行器周围旋涡流动结构，以及实现飞行器气动力的预测奠定了重要的技术基础。     

HondaJet的设计和发展

与现存的一些小型商务喷气飞机相比，HondaJet是一种具有超大座舱、高燃油效率和高巡航速度的先进的和重量轻的商务喷气飞机。为了达到高性能的目标，通过大量的分析和风洞试验后开发了翼上发动机构型、自由层流机翼和自由层流机头。机翼是金属的，具有整体机加表面，这样可以实现自由层流所要求的光滑上表面。机身全部由组合件构成，加强板和夹层板被整体热压成型以减少重量和成本。原型机已经被设计制造。并且已经完成了主要的地面试验，如结构验证试验、控制系统验证试验、系统功能试验和地面振动试验。飞机在2003年12月3日首飞，飞行试验现在进行当中。接下来叙述在研发过程中进行的气动的、空气弹性变形的、结构的和系统的设计和试验。     

压力扫描阀系统的扫描速度特性研究

压力测量在气动力实验中是一项基本的测量技术,在测量飞行器表面压力分布时测压孔往往多达几百个甚至上千个。目前大多应用扫描阀系统来完成这类实验。由于这样的测压系统只需一个或几个压力传感器,所以其外形尺寸可以做得相当小,以至能方便地将整个压力扫描阀安装在实验模型内,可大大减小导管的长度,缩短压力平衡所需的时间。     

基于显著图数据增强的飞行器识别与检测算法

数据增强技术能够有效解决民用航空等领域机器学习模型训练数据严重不足的问题，对于提升智能模型的性能至关重要。为此，针对航空领域飞行器识别和检测的典型应用场景，本文提出基于显著图的数据增强方法，在不同种类的飞行器数据集上分别进行分类和检测试验。试验结果表明，在飞行器目标检测数据集上，利用本文提出的数据增强方法可以提升飞行器目标检测精度。     

大型民机巡航构型前缘缝翼气动载荷设计

针对大型民用客机研制与适航取证中的巡航构型前缘缝翼气动载荷计算问题,根据某型民用客机飞行试验增升装置试飞实测的压力分布,并对比分析了风洞试验压力分布,采用CFD进行定性分析后,提出了更为准确合理的巡航构型缝翼气动载荷设计方法。在原有的外表面压力分布基础上,内表面压力不再赋零处理,补充内表面压力分布作为载荷计算的输入,并考虑密封性系数的影响,由此得到的缝翼载荷与试飞实测基本一致,验证了缝翼载荷设计方法的合理性和可靠性。所提方法已在工程中得到验证和应用。     

考虑二次本构关系的湍流模型对翼身组合体阻力预测的影响分析

使用自行发展的MFlow求解器对第六届AIAA阻力预测会议的翼身组合体外形进行了数值模拟研究。在文章中着重对比了线性涡黏模型和考虑二次本构关系的湍流模型的数值模拟结果,并与试验结果进行了比较。研究发现,考虑二次本构关系的湍流模型能够比较准确地预测翼身组合体的气动特性,而线性涡黏模型从迎角3.5°开始,高估了翼身结合处的分离流动,导致预测的气动力与试验结果差异较大。对翼身结合处局部流动和压力分布的详细分析,展示了两种模型预测的气动特性差别很大的原因。     

高速空气动力学三大手段数据融合研究进展

风洞试验、数值计算和模型飞行试验三大手段的深度融合，是开展新一代高速飞行器研究的必然需求。本文重点介绍了高速风洞试验设备、数值计算软硬件建设和航天模型飞行试验能力建设情况，以及自主研制的表面温度、热流、脉动压力、摩阻等飞行试验测量技术；并根据气动数据融合特点，提出了一种基于气动数据和物理模型相关度的融合准则，发展了基于组合深度神经网络的气动数据融合方法，解决了不同来源数据之间的数据关联问题，大幅提升了融合数据的可信度，在某高速飞行器俯仰力矩系数和头罩典型构型的气动热数据天地关联方面得到成功应用；综合运用三大手段，开展了高速激波-边界层干扰基础流动问题研究，建立了激波-边界层干扰力/热载荷天地相关性经验公式，修正了压力-热流关联关系，并首次证实了分离泡低频振荡现象在真实飞行条件下客观存在。     

战斗机边条翼大迎角涡升力研究

利用求解(翼身组合体)欧拉方程的数值计算方法，对边条翼布局飞机的气动力特性进行了研究，计算并分析了边条翼对机翼表面压力分布的影响规律以及对全机升力特性尤其是大迎角升力特性的影响。最后，给出了带边条翼战斗机大迎角涡升力特性的研究结论。