飞机地面除冰/防冰

飞机地面除冰/防冰是飞机进入冬季需要特别关注和认真对待的问题。民航总局对飞机带有冰、雪、霜起飞进行了严格限制,CCAR-121部第121.649条进行了明确规定。据统计从1969年到2005年,世界上发生了多起由于飞机地面结冰造成的飞行事故。同时风洞试验也告诉我们每平方厘米有直径1     

F135发动机的升力风扇喷管

F1 35推进系统升力风扇组件的可伸缩式D形喷管在STOVL工作状态为F - 35C飞机提供偏转推力。D形喷管由 4段构成 ,最后部分包括固定的叶片。 1 997年 4月至 7月中旬 ,AADC公司在NASALewis公司航空声学推进试验室的推进升力试验设备上完成了 1 /3缩比升力风扇排气喷管模型的台架试验。在整个喷管压比范围内 ,喷管的俯仰矢量角向前 1 5° ,向后 6 0°。试验结果表明 ,该喷管满足了JSF计划的设计要求 ,也与AADC公司的内流计算流体力学分析结果一致。这些试验结果也将用于升力风扇系统的全尺寸设计。F135发动机的升力风扇喷管@梁春华…     

低雷诺数下层流分离的等离子体控制

为有效控制层流分离特性,消除或减弱低雷诺数时小迎角下的升力非线性现象,改善翼型升力特性,并通过翼型的上表面转捩带与油流显示测量对等离子体激励控制机理进行阐述,对厚度为16%椭圆翼型低雷诺数下的气动特性进行了风洞试验研究。在此基础上,在上表面前缘10%弦长处布置激励器,通过压力分布测量观察等离子体激励对层流分离的影响。试验结果表明：当翼型上表面仅发生层流分离时,等离子体激励和转捩带的作用类似,可以有效延迟或者消除后缘层流分离,从而增加升力;当翼型上表面出现层流分离气泡并发生再附现象时,等离子体可以有效减小或者消除层流分离泡的范围,从而减小升力;通过控制层流分离,占空循环等离子体激励可以实现对低雷诺数小迎角下的升力的线性控制。     

浮升力对航空煤油传热流动影响的数值研究

不同重力条件下,浮升力对航空煤油再生冷却效果会带来不同影响。建立 RNG k-ε 湍流三维模型,通过同等条件下与他人实验和模拟得到的壁面温度对比验证该模型;针对航空燃油 RP-3 在不同重力条件下水平管内的浮力诱导的温度分布、二次流速度、对流传热系数和湍动能的变化,研究重力条件变化时航空燃油浮升力对传热流动的作用机制。结果表明：重力加倍增大将导致浮升力对流的影响显著增强,并且湍动能随之非线性增加,对流传热系数呈现出明显的提升;重力条件改变时,重力方向上浮升力诱导的二次流发生了复杂的演变,对流传热系数呈现出先减小后增大,最终再减小的变化趋势;当航空燃油温度超过超临界温度时,对流传热系数发生突变,同时造成管壁温度出现显著差异。     

短舱外侧导流片对民用运输机低速特性影响

以提升民用运输机起降构型大迎角阶段的气动性能为目的,通过开展基于求解雷诺平均Navier-Stockes(RANS)方程的数值模拟,研究了翼吊短舱布局飞机的失速附近的流场特征,分析了短舱外侧导流片的作用机理以及导流片的安装位置和安装角对流动控制效果的影响.短舱外侧导流片能够在大迎角工况下产生诱导涡,抑制外侧前缘缝翼放下...     

流体的压强梯度是决定升力的重要因素

认为经典升力理论遗漏了一个决定升力的重要因素：流体的压强梯度。指出：地球上的流体都具有压强梯度,这是由地球引力引起的流体的一种不均匀性,这种不均匀性会在流体的运动中表现出来。运用“升腾效应”和“擅升效应”解释了一些与升力有关的现象,特别是解释了机翼的展弦比、机翼的厚度、雷诺数等对升力的影响,并设计了几个检验这两个效应的试验方法。     

基于投影法的双后掠乘波体气动性能

双后掠布局能有效改善乘波体低速时的气动性能不足。为了获得双后掠乘波体,目前常采用的是定前缘型线的吻切锥乘波体设计方法,但该设计方法存在设计过程复杂,激波出口型线与理论不一致等问题。而采用直接投影获得双后掠乘波体的设计方法可以解决上述问题。为了系统研究基于投影法的双后掠乘波体的气动性能,使用CFD方法分析了采用该方法生成的双后掠乘波体在高超声速与低速时的气动性能。结果表明,该方法获得的乘波体在高超声速下的气动性能与定前缘型线的双后掠乘波体相当。且此方法仍保留了高超声速下"波效应"引起大攻角非线性升力、低速下"涡效应"有效提高升阻比等双后掠乘波体的优良气动特征,为基于投影法的双后掠乘波体的工程应用提供了指导。     

盘面温度水平对自由盘层流换热的影响

采用数值模拟的方法,研究冷气与盘面的温差(即不同盘面温度水平)导致的冷气密度变化对自由盘盘面换热所产生的影响(采用局部努塞尔数的相对偏差进行衡量),对比不可压空气与可压缩空气的换热计算结果发现:对于自由盘层流,盘面过余温度分布曲线的指数、盘面无量纲最大温差以及旋转雷诺数对盘面局部努塞尔数的相对偏差的影响可以忽略,相对偏差只与盘面无量纲局部温差有关;通过对计算数据进行拟合之后,得到了层流时自由盘盘面局部努塞尔数的相对偏差与盘面无量纲局部温差的计算关联式.      

高超声速飞行器攻角特性数值研究

采用二维耦合隐式欧拉方程对高超声速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,离散采用二阶迎风格式,分析了攻角变化(-10°~7°)对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流及发动机点火3种不同工作状态下飞行性能的影响。结果表明,当攻角在-10°~7°之间变化时,飞行器的升力系数和升阻比都是随着攻角的增大而不断增加;而俯仰力矩系数却是随着攻角的变化,先增大后减小;在进气道关闭时,随着攻角的不断增大,飞行器的阻力系数亦不断增加,在其他2种工作状态下,随着攻角的增大,飞行器的阻力系数是先减小,后增加,且变化较缓慢,但阻力系数在3种工况下总的趋势是随着攻角的增大而增大。