歼七E型飞机前襟拉杆耳环断裂及预防

本文针对部队发生有前襟拉杆断裂故障,对前襟拉杆断裂的故障原因进行了充分的理论分析和试验验证,找出了原拉杆在设计结构形式、材料、工艺方面的缺陷,提出了用标准关节轴承代替杆端关节轴承、以30CrMnSiA代替38CrMoAlA等改进设计方案,大大提高了其抗疲劳性、抗腐蚀性和维护性,彻底解决了拉杆断裂的故障,并确保了新设计的前襟操纵拉杆与机体同寿,在我国歼击机前、后缘机动襟翼操纵系统设计上处于领先地位,并达到世界同类飞机水平。     

带吸力面小翼的压气机叶栅变间隙特性实验

为了进一步揭示吸力面小翼在不同叶尖间隙条件下的影响机理,开展了有/无吸力面小翼的压气机叶栅变间隙特性实验.结果表明:与无间隙叶栅相比,叶尖相对间隙为1%时引入的泄漏流可以有效抑制叶片吸力面/端壁角区三维分离的产生,叶栅总损失和气动堵塞程度最低,此时为研究的4种间隙工况中的最佳间隙工况.吸力面小翼在此间隙下降低了泄漏涡强度的同时使通道涡增强,叶片吸力面重新出现了三维分离流动,叶栅总损失和堵塞程度均有所增加.在叶尖相对间隙为2%和3%时,带吸力面小翼叶栅中叶尖分离涡增强,主导叶尖区流动的泄漏涡强度减弱,两种间隙下叶栅总损失系数分别降低了8.9%和12.5%,堵塞系数分别降低了6.9%和6.3%.在研究的3种非零间隙条件下吸力面小翼降低了叶栅气动损失对叶尖间隙变化的敏感性,减弱了叶尖泄漏涡造成的叶栅出口气流角的欠偏转/过偏转程度.      

GAW-1翼型前后缘变弯度气动性能研究

传统增升装置主要用于提高飞机起降气动性能。利用计算流体力学(CFD)的方法,引入了通用飞机翼型的前后缘变弯装置的概念,数值模拟了GAW-1翼型在爬升状态时,前缘变弯装置、后缘襟翼/副翼偏转以及前后缘装置综合偏转对翼型气动特性的影响。研究表明,前缘变弯装置可以有效地改善翼型的失速特性,失速迎角提高了3°左右,最大升力系数提高了4.56%;同时提高升阻比50%~120%;但在设计升力系数下,升力系数和阻力系数都略微减小。另一方面,后缘变弯装置可以改变最大升阻比所对应的迎角,以及在小迎角时,提高升力系数6%左右。翼型综合偏转可以在小迎角时增加升力系数,在大迎角时增加升阻比。     

翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究

为研究翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性以及涡流特性的影响,基于已有试验结果的翼身相对厚度为0.16的65°后掠小展弦比飞翼布局,在保持前缘半径和外翼剖面形状相同情况下,通过降低飞翼布局的翼身厚度使其翼身相对厚度为0.08,在马赫数0.9条件下开展了翼身相对厚度影响的数值模拟研究。数值模拟结果表明,在相同迎角条件下,翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置和涡强有较大的影响,翼身相对厚度较小时前缘涡形成的位置越靠近前缘;在前缘(约x/Cr=0.25之前)翼身相对厚度较小布局的涡核强度明显高于翼身相对厚度较大布局,且在前缘涡破裂之前,翼身相对厚度较小布局涡核强度沿弦向变化较为平缓,升力线斜率下降迎角较翼身相对厚度较大布局推迟约8°。研究结果还表明跨声速时,前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关,当前缘涡穿过激波时,涡强和涡核轴向速度迅速降低,当涡核轴向速度降为0时,前缘涡破裂。     

尖前缘一体化高温热管启动性能计算分析

针对尖前缘高温热管工程设计与启动性能评估需求,基于描述碱金属高温热管启动过程的“温度锋面”模型,建立了一种用于分析不规则外形且承受非均匀瞬态气动加热的一体化尖前缘高温热管启动性能工程计算方法。该方法结合尖前缘气动加热环境分布特点进行计算节点划分,采用热管基本理论和局部能量守恒原理计算热管温度分布及“温度锋面”位置,实现尖前缘热管启动过程的理论预测。同时,采用均匀受热圆柱热管和尖前缘一体化热管启动试验结果对计算方法进行了验证。最后针对某尖前缘一体化高温热管结构在气动加热环境下的启动性能进行计算分析,提出了减小尖前缘高温热管启动时间的可能方法和措施：尖前缘高温热管启动后等温性良好,通过控制热管总长、壳体厚度、工质充装量等设计参数或调整热管初始温度可进一步缩短热管启动时间。     

ERJ145飞机大翼前缘的风蚀和测量

<正>中国东方航空江苏有限公司所属的5架ERJ145飞机在1C检时都被检查出大翼前缘出现风蚀。一些在干线飞机上不常见的结构损伤日益凸显,应引起更多的关注。     

民用客机机翼热气防冰系统问题初探

简单介绍了热气防冰系统的特点及工作原理,同时对前缘缝翼笛形管的两种基本布置方式进行了描述,最后对波音737系列、空客320系列以及空客340等飞机的机翼热气防冰系统进行了介绍和对比分析。     

曲形槽道ABLE概念在超声速翼型减阻中的应用

发展了曲形槽道人工钝前缘(Artificially Blunted Leading Edge,ABLE)的概念并将其应用于菱形超声速翼型减阻,阐述了曲形槽道ABLE构型的优点以及减阻原理,采用数值模拟方法对不同参数的ABLE翼型进行了对比研究,数值结果表明,槽道参数设计合理时,能以较小的驻点热流值增量为代价,使本文所讨论翼型的最大升阻比提高20%左右;初步总结了曲形槽道ABLE用于超声速翼型减阻的规律。     

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。