动力三角翼飞行器气动力设计技术

介绍了动力三角翼飞行器的总体布局特征及有关气动力设计技术,着重论述了该类飞行器实现飞行稳定性和操纵性的原理,并以某型动力三角翼飞行器的气动力数据为例进行了说明,最后总结出了该类飞行器可行的气动力设计和试验方法。     

航空燃气涡轮发动机氢燃料研究历史和低污染燃烧技术发展

氢燃料的应用对航空燃气涡轮发动机技术的发展具有重要的意义.根据国外对氢燃料在航空燃气涡轮发动机领域的应用研究,对相关研究历程进行了回顾,并对氢燃料低污染燃烧技术进行了分析.结果表明氢燃料在航空燃气涡轮发动机领域研究的重点已从早期的以军用为主转为以民用为主;氢燃料低污染燃烧技术的关键在于控制主燃区的贫油燃烧;而微混非预混扩散燃烧技术具有很大的应用潜力.      

旋成体表面沟槽减阻试验研究

在旋成体模型表面粘贴铝基沟槽蒙皮,研究沟槽表面对模型阻力的影响。给出基于来流单位雷诺数的沟槽尺寸无量纲公式,用于设计沟槽齿高和齿宽,依据试验风洞的单位雷诺数范围,选定3种尺寸的沟槽进行减阻试验。结果表明,在旋成体表面湍流流动区域顺流向布置沟槽,当沟槽齿高和齿宽的无量纲值h＋、s＋均小于25时,在小迎角下具有减阻作用,当s＋约为15时减阻效果最明显,可减小约3%～4%的阻力。     

翼身融合民机背撑发动机安装效应对推力影响研究

针对背撑发动机布置的翼身融合布局(Blend wing body,BWB)民机,为了研究机体对发动机周围流场的干扰和安装效应对有效推力的影响,通过对单独发动机短舱和飞机-发动机安装状态三维流场进行数值模拟,采用推阻力划分方法提取安装和非安装状态下发动机推阻力相关参数,获得了巡航状态和低速12°迎角状态下发动机安装效应对背撑式BWB民机推力的影响规律。结果表明:高速巡航状态,机体对发动机表面压力分布的影响导致短舱外表面吸力降低,发动机阻力增大是造成有效推力损失的主要原因;低速12°迎角状态,内、外涵喷流受机体流动影响压力降低,引起内推力减小,其降低量占有效推力安装效应影响的比例约95%,且机体边界层和分离流动并未影响发动机进气品质。在背撑式BWB民机设计中,需要考虑不同飞行状态下BWB机体对安装状态发动机流场的干扰,减小安装效应对有效推力的影响。     

MDO环境下的BWB气动模型及在概念设计中的应用

提出了MDO环境下分析亚音速BWB布局的气动模型建立途径,以升力面理论为基础,修正型阻、波阻与涡升力的影响,来分析非常规布局的气动特性,实现了比传统概念设计方法更高的分析精度和比CFD快得多的计算速度。通过与大展弦比平直机翼和小展弦比三角翼实验数据的对比,验证了分析模型的有效性;并将其应用于一个亚音速BWB布局的概念设计优化过程,实现了基本的气动／结构一体化设计。可靠的分析模型的建立将成为BWB布局飞机多学科设计优化的坚实基础。     

大学生消费状况的调查与思考

通过对某院校大学生消费状况的调查,分析大学生消费的现状与特征,指出大学生消费中存在的问题,并就如何引导、帮助大学生树立正确的消费观,确立健康文明的生活方式,提出健康消费的建议。     

超临界翼型Gurney襟翼增升技术实验研究

通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律.实验结果表明:在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加.高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比.同Gurney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA 0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小.     

机体/动力装置一体化分析中的动力影响效应数值模拟

采用合适的进、排气边界条件, 对带动力的单独涡扇发动机模型和带动力的DLR-F6翼身架舱复杂组合体(WBPN)模型的流场进行了数值模拟和分析.运用Roe三阶迎风偏置通量差分裂方法和隐式近似因子分解方法求解雷诺平均Navier-Stokes方程, 基于点搭接多块网格技术生成高质量计算网格, 通过多重网格技术来加速收敛.着重对动力发动机进、排气边界条件的给定进行了推导, 以准确地模拟发动机动力效应.计算结果与实验值吻合良好, 验证了所采用计算方法、网格分块策略和边界条件处理方法的正确性.      

基于迭代学习观测器的卫星姿态控制系统的鲁棒容错控制

针对卫星在轨运行时存在执行机构故障和空间干扰问题,提出了一种将迭代学习与未知输入观测器(IL-UIO)相结合的鲁棒容错控制方法.该方法在继承了未知输入观测器干扰解耦优点的同时,运用迭代学习技术,利用前一时刻姿态角速度偏差和IL-UIO输入来更新当前故障信息,实现了执行机构的在线故障重构.进一步基于Lyapunov方法从理论上证明了设计的IL-UIO鲁棒稳定性和姿态角速度偏差一致有界性.最后,建立卫星闭环姿态控制系统对方法进行验证,仿真结果验证了方法的有效性.     

民用飞机机翼结冰试验与数值预测

描述了某民用飞机在意大利IWT（icing wind tunnel）冰风洞的机翼结冰试验结果.根据冰风洞试验状态点,开展了基于拉格朗日方法和Messinger模型的冰形数值预测,并对试验冰形和数值预测冰形进行了对比分析.霜冰的数值预测结果与试验结果一致性良好,对于明冰,数值结果和试验结果存在一定的差异,原因在于:①明冰结冰过程中较强的绕流变化增大了冰积聚非定常效应对数值预测的影响;②采用的结冰热力学模型对明冰的模拟存在一定局限性;③明冰对于冰风洞设备工况和试验模型表面粗糙度的影响更为敏感.