四种布局形式下超声速飞行器进气道气动特性实验对比研究

通过风洞实验数据对比分析了4种布局形式下超声速飞行器进气道的速度特性、迎角特性和侧滑角特性,所研究的进气道布局形式包括轴对称进气道、下颔式进气道、双下侧二元进气道以及X型倒置二元进气道,且均为定几何混压式进气道。结果表明:(1)4种布局形式进气道性能随马赫数的变化趋势基本一致,唯有X型倒置二元进气道的流量系数在封口马赫数达到1后略有下降;(2)在实验范围内,下颔式进气道和双下侧二元进气道均具有良好的正迎角性能,其中以双下侧二元进气道正迎角性能最好,但是负迎角性能都较差,轴对称进气道和X型倒置二元进气道在6°迎角以内随迎角增加性能虽有减小,但总的来说下降不大,然而当迎角大于6°时,性能急剧降低;(3)在小侧滑角4°以内,轴对称进气道、下颔式进气道和X型倒置二元进气道性能均下降不大,而双下侧二元进气道则相对较差。     

机身减速板流动特性研究

现役高机动战斗机普遍采用机身减速板来减小飞行速度和转弯半径并提高机动能力.采用物面测压及空间流场测量相结合的实验方法,在机身减速板开度60°,机身迎角O°~70°条件下,研究了机身减速板铰链力矩随迎角的变化规律,分析了减速板迎风侧和背风侧的流动结构.研究结果表明:减速板铰链力矩按迎角可分为3个区域:常值区(α=0°~16°),减速板铰链力矩基本不变,因为减速板迎风侧正压力逐渐减小,而背风侧负压力逐渐增加,两种相反的变化趋势相互抵消.非线性增长区(α=16°~32°),减速板铰链力矩显著增加,因为减速板铰链力矩主要贡献区为背风侧,该迎角区内减速板背风侧存在一对不断增强的旋涡,背风侧负压力显著增加.在非线性衰减区(α=32°~70°),减速板铰链力矩在迎角32°~36°范围内急剧减小,因为在迎角36°减速板背风侧旋涡流动变为速度较低的再附流动;减速板铰链力矩在迎角36°~44°范围内逐渐增加,因为该迎角区作用于减速板迎风侧的机身涡不断增强,导致减速板迎风侧正压力显著增加;减速板铰链力矩在迎角44°~70°范围内逐渐减小,因为该迎角区作用于减速板迎风侧的机身涡不断减弱直至破裂,导致减速板迎风侧正压力逐渐减小.     

一种水平尾翼流动控制装置的实验研究

某型机采用上单翼低平尾布局,在着陆襟翼小迎角状态时平尾下翼面翼根部位出现局部气流分离,导致飞机振动,力矩特性出现异常变化。本文提出的解决方案是在平尾翼根前方0.12倍根弦长,下方0.30倍根弦长位置的机身上加装一对小展弦比负弯度小翼作为涡流发生器/导流片,一方面加速了后方分离区边界层与外流的能量交换,另一方面利用其上洗作用降低了平尾翼根区域的局部负迎角绝对值。通过数值计算和风洞实验研究表明,优化后的导流片使平尾分离区面积缩小50%,小迎角俯仰力矩拐点推迟4°以上,以较小的性能和结构重量代价解决了局部气流分离问题,拓展了飞机飞行边界。     

非定常自由流中的翼面动态压力测量

首先讨论了用埋测压管方式进行动态压力测量的可行性,然后利用这一方法对置于非定常自由流中的60°三角翼进行了动态压力测量。结果表明,一定管长和管径的测压管可以用于低频压力脉动的测量。动态测压结果表明,在减速过程中,负压系数增大;在加速过程中,负压系数减小;不同迎角下的压力分布曲线有很大差别。这主要是由于随着来流速度的改变,前缘涡的强度和结构发生变化造成的。来流速度的脉动幅值对压力分布也有很大影响,脉动幅值越大压力分布曲线变化越大。     

雷诺数对圆柱气动力和流场影响的试验研究

通过刚性模型测压风洞试验,研究了圆柱的气动阻力、气动升力系数和风压系数随雷诺数的变化规律,从流场分布的角度分析了气动力变化的原因,并研究了雷诺数影响下的流场在圆柱轴向的相关性。结果表明:在亚临界雷诺数区域,在时间平均上流场沿模型两侧呈对称分布,雷诺数对平均阻力系数和流场影响较小,平均升力系数基本为零。在临界雷诺数区域,随着特定区域大负压区的出现,流场不再对称,出现不容忽视的平均升力和脉动升力。在超临界雷诺数区域,随着对称侧大负压区的出现,流场恢复对称状态,平均升力基本消失。雷诺数对流场的轴向相关性有显著的影响。在雷诺数较低时（亚临界区域）,卡门涡在轴向上的尺度相对较大,而随着雷诺数的提高,该尺度逐渐减小,各断面流场的相关性降低。     

微小卫星在LEO背景等离子体环境中的充电特征

航天器在低地球轨道(Low earth orbit,LEO)背景等离子体中高速运行时会在速度下方形成尾流区。本文以南京航空航天大学的"天巡一号"微小卫星为研究对象,利用充放电计算程序SPIS研究分析了其在LEO背景等离子体环境下的充电情况、尾流特征及鞘层结构。模拟结果表明,微小卫星在背景等离子体环境下的充电电位低,这与LEO的充电电位特征相符;其尾流和鞘层结构与大卫星有明显特征区别:(1)其远尾区存在密度增强效应;(2)微小卫星鞘层情况符合厚鞘近似。同时,本文采用轨道运动限制(Orbital motion limited,OML)理论对密度增强效应进行了合理解释,而卫星的材料和尺寸可对密度增强的程度造成影响;在"天巡一号"靠近底板的位置鞘层厚度为0.630m,而鞘层厚度并不是常数,随着卫星表面电位的不同有所变化。     

铁路风屏障对轨道上方风压分布影响的风洞试验研究

为明确风屏障对轨道上方风压分布的影响,通过模型风洞试验,采用风压排管测试了轨道上方的风压系数剖面,与CFD模拟结果进行了对比,讨论了平地路基、高路堤、桥梁3种典型线路情况下风屏障设置方式、风屏障高度等对轨道上方风压分布的影响,分析了风屏障的气动机理.研究表明:迎风侧风屏障有效地减小了轨道上方的风压值,背风侧风屏障会增加轨道上方的负压;在3种线路构造中,桥上的风压值最大,能量耗散最小,而高路堤能量耗散最大,并对接触网有一定的防风作用.     

基于等离子体合成射流的飞翼布局模型主动流动控制风洞实验研究

为探究等离子体合成射流对三维模型的流动控制效果和机理,在中等展弦比飞翼布局模型前缘布置等离子体合成射流激励器开展低速风洞实验研究。通过六分量天平测力,考察沿弦向、展向不同分布位置的等离子体合成射流对飞翼模型气动力和气动力矩的作用;采用PIV（Particle Image Velocimetry,粒子图像测速）测量模型表面流场分布,研究等离子体合成射流流动控制机理。结果表明:在飞翼模型单侧布置等离子体合成射流,能够有效改善其气动特性,并能产生附加的滚转力矩,滚转力矩系数变化量最高达到0.009;在飞翼模型左右弦布置等离子体合成射流,能显著增强飞翼模型横向稳定性,滚转力矩系数波动范围减小66.7%。沿弦向,等离子体合成射流位置离前缘越近,控制效果越好,距前缘0mm的激励器控制效果最好;沿展向,布置的等离子体合成射流越多,对模型的升力特性改善作用越明显,布置方式以均布为优。在失速迎角前后,等离子体合成射流的流动控制机理不同:在小迎角下,等离子体合成射流在前缘起到了使转捩提前的作用;在失速迎角附近,则加速了分离区的流动、减小了分离区厚度。     

带辅助进气的二元超声速进气道低速特性

通过飞行试验,研究了带辅助进气门的二元超声速进气道在亚声速低马赫数飞行时的内部流场分布及进气畸变等特点。结果表明,辅助进气流与进气道内主流掺混会在进气道内辅助进气门下游区域产生低总压区,引起畸变增加、总压恢复下降,并且进气量及引起的畸变随发动机转速的增大而增大,随马赫数的增加而减小,随飞行高度的变化则无显著差异;同时,侧滑角向左及向右增大时辅助进气产生的低压区范围以及进气畸变也会增大,而迎角变化时进气畸变及总压恢复变化不明显。另外,通过分析各试验点进气道出口低总压区的变化与流量系数的关联,确定了该型进气道辅助进气门打开及关闭状态对应的工作范围。     

导引控制延时对追踪捕获性能影响的研究

在深入分析国内外有关追踪捕获性能研究成果的基础上，就导引控制延时对捕获能力影响的新内容进行了专门研究。在对理想的、无延时假设下获得的理论成果进行系统分析与仿真研究的基础上，采用仿真计算的方法，从捕获概率和追踪过程两个方面，对导引控制延时与导引捕获性能的关系进行了系统研究与分析，获得了关于控制延时对追踪捕获能力和具体追踪过程影响的研究成果。指出如果控制延迟不大于0．02s．对捕获性能没有明显影响。可为导引内回路设计提供参考。     

飞机水面降落的机身载荷研究

文中研究了飞机水面降落的冲击载荷。利用动网格技术控制飞机以及整个计算区域的运动,VOF方法描述气一液界面的运动变化。分析了不同降落速度、飞行速度和降落仰角下,飞机水面降落时机身压强随时间的变化规律。在三种降落条件下,机身压强值的变化规律基本一致。机身压强在入水的初始阶段达到最大值,随后迅速下降,最后保持稳定。同时,随着降落速度、匕行速度和降落仰角的增大,机身压强的最大值也随之增大。与降落速度和降落仰角相比,飞行速度对机身压强的影响程度较小。     

基于宏突变的遗传程序设计改进探讨

本文针对基本遗传程序设计收敛速度缓慢的现象,提出基于宏突变的遗传程序设计。其主要目的是从突变这一方面对遗传程序设计进行改进。提出了通过增加突变机会,设计一些新的突变算子两种策略来进行探讨提高遗传程序设计的收敛性能的合理、可行途径。通过实例验证,说明所提出的改进方法是有效可行的,对提高遗传程序设计的收敛性能有显著的作用。     

基于微格教学法的管制教员培训模式研究

为解决一线空中交通管制教员培训存在的诸多问题,提高管制教员培训效率,将目前教育界流行的微格教学法引入到管制教员的培训中,打破了传统培训"黑板+粉笔"的单一做法。首先对管制教员培训模式进行创新,重新设计后的培训模式分为理论环节和实践环节两部分,在理论环节中加入了微格教学法相关理论知识;在实践环节中融入了微格教学法的先进方法和手段。然后组织3名院校教师和15名一线程序管制教员进行了验证,验证结果表明,与传统培训模式相比,该培训模式更具针对性、规范性和高效性。     

基于EOBT的预战术流量管理研究

预战术流量管理是流量管理的重要一环。本文首先对中国民航实施预战术流量管理的必要性及实施的程序进行系统分析,其次对以EOBT为核心的预战术流量管理流程进行深入研究,然后设计了基于EOBT的预战术阶段放行排序算法。对该算法进行仿真验证,与先来先服务算法相比,基于EOBT的排序能兼顾航空器优先级和延误时问,计算结果优于传统方法。说明基于EOBT的预战术流量管理程序能合理组织空中交通流量,为管制单位、机场运行、航空公司提供次日组织生产的依据。     

基于升华法的后掠翼混合层流控制研究

在低湍流度风洞中针对45°后掠角NACA64A-204翼型模型,采用升华流动显示技术研究不同吸气量和不同迎角状态下混合层流控制(HLFC)对转捩位置的影响.结合热线方法测量流向速度研究扰动增长的机制.实验结果表明:萘升华流动显示技术适合用来研究HLFC方法对后掠翼转捩的影响,可以直观和准确地表示后掠翼上的转捩位置;在无吸气的情况下,随着迎角从-6° 到2°增大,层流区长度先增大后减小;HLFC方法可以显著推迟由横流不稳定触发的转捩;在同一迎角下增加吸气量,可以更有效地减小主要扰动波的能量.     

基于HCNR201的信号测量电路的研究

现代测控系统常用弱电信号控制强电,电气隔离至关重要。针对目前电气隔离器件状况,提出基于高精度线性光耦HCNR201的电压、电流测量电路。实验结果表明:电路稳定性好、线性度高。     

水上飞机在波浪上运动响应特性试验研究

开展水上飞机带动力模型规则波试验,对试验装置、采集方式进行了设计,解决了常规采集方式存在信号阶跃式突变的技术难题。通过试验得到了模型在波浪上运动时纵摇、升沉和过载响应曲线随遭遇频率、波长的变化规律。结果表明:纵摇和升沉运动响应曲线具有单峰值的特点,在波长为1.5~3.5倍机身长度时达到峰值,过载响应曲线具有双峰值,第一谐振波长在1.5~3.5倍机身长度范围内,第二谐振波长为0.5倍机身长度。根据模型运动响应特性,对飞机在涌浪上的运动响应进行了分析,对飞机在涌浪上起降使用环境的选择提出了参考意见。     

基于ICAO标准的陆空通话教学模式改革研究

2004年,国际民航组织出台了成员国航空运输人员英语熟练度要求,并制定了相关考核和培训标准,这对于我国飞行员和管制员职业化的英语通话教学提出了新的要求。本文分析了该标准与以往所执行相关标准的区别,并根据新的要求对养成学生职业能力培养阶段陆空通话课程教学模式改革提出了目标和方法。笔者还进行了改革实践,对效果进行了评估分析。本文也为我国民航人才的陆空通话能力培养提出了相关建议。     

基于RGB亮度分级的图像预处理研究

利用一种基于RGB亮度分级的图像预处理方法,在源图像的R、G、B三个分量上对图像进行亮度分级合并,以减少自然场景图像的颜色数目,在不破坏源图像结构的前提下降低图像的复杂度,同时又保证了较好的通用性。