Flutter analysis of an airfoil with nonlinear damping using equivalent linearization

The equivalent linearization method （ELM） is modified to investigate the nonlinear flut- ter system of an airfoil with a cubic damping. After obtaining the linearization quantity of the cubic nonlinearity by the ELM, an equivalent system can be deduced and then investigated by linear flut- ter analysis methods. Different from the routine procedures of the ELM, the frequency rather than the amplitude of limit cycle oscillation （LCO） is chosen as an active increment to produce bifurca- tion charts. Numerical examples show that this modification makes the ELM much more efficient. Meanwhile, the LCOs obtained by the ELM are in good agreement with numerical solutions. The nonlinear damping can delay the occurrence of secondary bifurcation. On the other hand, it has marginal influence on bifurcation characteristics or LCOs.     

Aeroelastic two-level optimization for preliminary design of wing structures considering robust constraints

An aeroelastic two-level optimization methodology for preliminary design of wing struc- tures is presented, in which the parameters for structural layout and sizes are taken as design vari- ables in the first-level optimization, and robust constraints in conjunction with conventional aeroelastic constraints are considered in the second-level optimization. A low-order panel method is used for aerodynamic analysis in the first-level optimization, and a high-order panel method is employed in the second-level optimization. It is concluded that the design of the abovementioned structural parameters of a wing can be improved using the present method with high efficiency. An improvement is seen in aeroelastic performance of the wing obtained with the present method when compared to the initial wing. Since these optimized structures are obtained after consideration of aerodynamic and structural uncertainties, they are well suited to encounter these uncertainties when they occur in reality.     

肋角度对气膜冷却特性的影响

在光滑二次流通道的基础上,分析对比了两种带肋通道(135°肋和45°肋)对气膜冷却特性的影响.采用瞬态液晶测试技术获得了气膜孔下游表面传热系数比与气膜冷却效率分布.使用Fluent软件RANS数值方法对相应结构进行了数值模拟,并使用了realizable k-ε湍流模型.光滑二次流通道模型中,气膜孔内流线呈螺旋状分布,导致较大的孔内速度分离与流动损失.冷气射流分成两部分,其中一股形成一对偏斜的对转涡.135°肋结构中,二次流通道上部分的旋转涡为顺时针方向,使得气流易于流入气膜孔,气膜孔内流线呈直线分布.45°肋结构中,二次流通道上部分旋转涡为逆时针方向,增强了气膜孔内旋转涡.45°肋结构中冷气流入气膜孔之后的流动结构与光滑二次流通道结构相似.135°肋结构气膜冷却效率最大而表面传热系数比最低.     

端壁附面层抽吸对对转压气机性能的影响

以双级对转压气机为研究对象,通过在两排转子机匣处开设抽吸孔,采用数值方法研究了不同抽吸流量下端壁附面层抽吸对压气机性能的影响,为吸附式压气机优化设计提供参考。计算结果表明:在级环境下端壁附面层抽吸可以提升压气机失速裕度,但抽吸流量过大会对效率造成一定损失,当抽吸1.6%流量时失速裕度提升了3.8%,压气机性能达到最佳;失速主要由间隙泄漏涡引起并首先在第二排转子叶尖发生,抽吸削弱了泄漏涡的强度推迟失速发生;端壁附面层抽吸增大了叶尖流通能力,使转子叶尖效率和压比得到提升,并有效改善了出口导叶流场。     

基于ANSYS的机翼动力学分析

针对无人机在挂载导弹飞行和发射导弹时,无人机机翼由于受到多种载荷影响所产生的应力应变,应用ANSYS软件动力学分析,计算模拟了机翼在受到多种载荷影响时所产生的应力分布和应变量。分析结果表明,由于外挂物重量和机翼周围气动流场的影响,机翼会产生不同程度的颤振和扭转,其研究结果对合理设计机翼结构具有一定的参考意义。     

高速飞行器大口径红外头罩研制

随着新型飞行器的飞行速度越来越快、时间越来越长,其所经受的飞行环境越来越恶劣,因而对红外头罩提出了更高的结构强度要求,以承受严酷的压力载荷和热载荷。小组运用创新的思维模式,充分利用亲和图、折线图等统计技术工具,以数据为基础、以事实为依据开展研究和探索,最终成功研制出高速飞行器大口径红外头罩,并通过了飞行试验考核。     

法国研制高超声速UAV

法国航宇研究局（ONERA）正在研究一种用于高空情报监视的高超声速无人驾驶飞行器．由于它的飞行速度很高．即使面对先进的防空系统也具有很强的生存能力。     

美国军用空间飞机发展概述

2010年4月22日,美国在卡纳维拉尔角用宇宙神-5火箭发射了X-37B空间飞机的试验飞行器——轨道试验飞行器-1(OTV-1)。X-37B是有翼无人空间飞机,由美国空军快速能力办公室(RCO)管理,其任务是加强美国国防部特种作战支援和武器系统的研制与部署,增强全球的快速打击能力。     

MD90-30干线飞机机翼部件互换协调的特点

ＭＤ９０ － ３０ 干线飞机的机翼部件划分为１４ 个互换协调部位，本文从架外安装、部件对接、组件装配工序分析了其互换协调特点，并同我国传统做法进行了对比分析     

跨音速机翼的方案设计方法

阐述了跨音速机翼的方案设计方法，文中所描述的研究是开发该技术用于方案设计，建立并存取跨音速气动力数据库的第一步，该研究的主导思想是开发一种可以进行非线性气流数据叠加的方法，用轻型公务机的实际设计对该方法进行了测试。