亚声速飞机阻力源及减阻措施研究

为了降低亚声速飞机的阻力,提升运行的经济性,选择某一典型亚声速飞机为研究对象,分析了其阻力产生的原因及分类,提出了针对不同阻力源的减阻措施。数值研究结果表明,通过在机身后体加装涡流发生器能够减小摩擦阻力;加装侧鳍能够显著减小压差阻力,改善大迎角性能;使用拐折式翼梢小翼能够进一步减小诱导阻力。     

德国报废卫星11月份将落回地球

NASA“高层大气研究卫星”9月24日坠地在全球引起热议,但它并不是天上掉下来的唯一卫星。德国宇航研究院官员称,其已退役的X射线空间观测卫星“伦琴卫星”将在11月初落回地面,但现在判断卫星残骸具体将在何时落在何地还为时尚早。重2.4吨的这颗卫星轨道在南、北纬53度之间,而这意味着卫星残骸可能落到这一大片区域的任何地方。最新估计表明,该卫星最多有30块大型碎片会在剧烈的再入中存留下来,可能落到地球表面上的卫星部件总重约为1．60屯。这次再入将与落入太平洋南部的“高层大气研究卫星”相似。     

凹腔火焰稳定器阻力特性的实验研究

在超燃冲压发动机直连式实验中,模拟马赫数1.92、静温509K、静压86.6kPa来流,采用等截面燃烧室构型,利用推力测量系统对不同结构尺寸的开式凹腔火焰稳定器的冷流阻力和热试阻力进行了研究。通过对深度分别为10,15,20mm,长深比4~10,后壁倾斜角18°~60°的凹腔火焰稳定器的冷流阻力比较,实验表明凹腔火焰稳定器的冷流阻力与凹腔深度成正比;也与凹腔长深比成正比;并随后壁倾斜角的增大先减小后增大,在30°~60°范围内应存在一个角度使得冷流阻力最小。实验还以氢气为燃料,利用火花塞点火器进行点火,在燃烧模态下对不同喷注位置、不同当量比时的凹腔火焰稳定器阻力特性进行了对比,结果表明凹腔火焰稳定器的热试阻力比冷流阻力小,且受燃料喷注方式的影响较大;在实际超燃冲压发动机工况下,凹腔火焰稳定器的阻力随着当量比的增加而减小,并最终会表现为正推力。     

阻力仪制作中应该注意的问题

防毒面具的阻力，涉及到人的生理，通气阻力大，会加重人的负担。过滤吸收器和滤器的阻力大时，会加重鼓风机的负荷，使整个装置变得笨重。因此通气阻力是防护器材的最基本的指标。防护器材对空气流阻力的检验包括防护器材原材料、半成品和成品的阻力检验。原材料的阻力检验保证半成品的阻力性能；半成品的阻力检验又保证成品的阻力性能。[第一段]     

激光焊接在发动机翻修中的应用

激光加工是利用高辐射强度的激光束.经过光学系统聚焦(聚焦后的功率密度可达到104～1011W/cm2),对工件加工部位施加高温的热加工技术.激光束的能量可使合金中的高熔点相、夹杂物等完全熔化.激光加工可在大气中进行,也可在真空中进行.     

基于非结构混合网格的CHN-T1标模气动特性预测

本文使用自行研制的基于非结构混合网格的亚跨超声速流场解算器MFlow,对AeCW-1提供的客机标模CHN-T1进行了数值模拟研究。介绍了非结构混合网格的生成情况,重点分析了网格收敛特性、压力分布、气动特性曲线、流动分离等。计算得到了近似线性的网格收敛特性。随着网格加密,对激波和分离气泡的模拟更精细。尾支撑对气动特性的影响非常明显,特别是对平尾气动特性有很大影响。机翼静气动弹性变形的影响主要是使升力系数和阻力系数减小。湍流模型的QCR修正对大迎角计算结果有较大的影响。计算结果表明,MFlow程序能够准确地预测客机标模的气动特性。     

高速气流冲击柱状泡沫多孔体的传热特性分析

采用流体/多孔区域一体化单区域算法,数值研究了高速绕流条件下前置于圆柱体前缘表面的柱状泡沫多孔体内部的传热特性。基于蒙特卡罗法考虑多孔域内的辐射热效应,分析了变化多孔区域长度和多孔阻力特性对模型激波阻力和前缘多孔区域气动热的影响。结果表明:在圆柱体前缘安置一定长度及带有适当阻力特性的泡沫多孔材料,可同时减小整体激波阻力并降低前缘表面的气动热效应。在模拟工况下,无量纲长度1.0、黏性阻力系数0.2×107m-2及惯性阻力系数200m-1的前缘泡沫多孔可减小激波阻力13.5%,降低约75%的前缘表面的平均气动热流密度。保持无量纲长度不变,减小泡沫多孔区域惯性阻力系数会降低激波阻力,但会略微增加前缘壁面气动热流密度。      

共轴式直升机桨毂阻力特性与减阻试验

共轴式直升机桨毂阻力占全机废阻的50%以上,因此有必要对桨毂阻力特性和减阻设计进行研究。 通过对某共轴式直升机桨毂模型、减阻方案及减阻方案加装涡流发生器进行风洞试验,研究轴式直升机桨毂的 阻力特性,验证减阻方案及减阻方案加装涡流发生器的减阻效果。结果表明:桨毂支臂方位角、转速和攻角变 化对桨毂及其减阻方案的阻力影响很小;上下桨毂整流罩与中间轴整流罩之间的缝隙对阻力影响比较大;减阻 方案可以降低约33%的桨毂阻力,而加装涡流发生器的减阻效果并不明显。     

融合式翼梢小翼减阻效应研究

有效减小诱导阻力对于飞机降低油耗、提高航程具有重要意义。针对某飞机翼身组合体构型,采用CFD数值模拟方法分析融合式翼梢小翼对飞机气动力特性的影响,尤其是其减阻效应;并给出翼梢小翼附近的空间流场。结果表明:带翼梢小翼后翼尖涡强度减弱,飞机阻力系数明显下降;固定升力系数0.5时,弯矩增加3.2%,阻力系数减小4.2%。     

嵌入式大气数据传感系统研究进展

大气数据的精确测量对飞行器的导航与控制至关重要。相较于传统的探针式大气数据测量系统,嵌入式大气数据传感系统更适用于隐身性能要求、大迎角飞行要求的飞行器或高超声速飞行器。回顾了嵌入式大气数据传感系统的发展历程,介绍了该系统完整的组成部分及其工作原理,并指出该系统在应用时的四项关键技术(测压孔布局、气动模型及求解算法、校正算法、故障检测及管理技术),结合国外多种飞行器上该系统不同的应用方案,分别对比分析四项关键技术不同应用方式的优缺点;指出了该系统的四项关键技术均会影响系统精度及可靠性,实际应用中需综合考虑选择其应用方式;最后展望了该系统在未来航空航天领域的应用。