基于虚拟设计的民机驾驶舱工效布局评价

提出了一种基于虚拟设计的民机驾驶舱工效布局评价方法,并对某型民机驾驶舱进行了工效布局评价.将某型民机驾驶舱CATIA模型导入工效分析软件JACK并进行优化,创建了5%、50%和95%我国飞行员人体模型,进行了座椅、仪表板、遮光罩、方向舵踏板、操纵杆(盘)、中央控制台、顶部仪表板的布局评价.发现了布局设计中若干不符合工效特性的地方,并提出了改进建议.该方法可预先在虚拟设计中进行布局评价,节约了设计费用,提高了设计效率.     

小展弦比飞翼布局作战飞机垂直面机动性研究

比较分析了某小展弦比飞翼布局作战飞机与典型的常规布局战斗机F16在亚、跨、超声速范围的气动特性,相对而言,飞翼布局飞机具有较大的升阻比和较低的翼载荷.计算并分析了该飞翼布局作战飞机与F16在垂直机动面内的平飞加速性能和跃升性能,得到了由于布局和气动特性不同引起的飞翼布局作战飞机机动性的新特点.研究结果对飞翼布局作战飞机的设计和作战使用均具有一定的参考意义.     

穿越微下冲气流的飞翼布局无人机控制方法

微下冲气流是最危险的低空风切变形式,为在起降阶段安全穿越该气流,飞翼布局的无人机控制律应具有快速响应能力和良好的鲁棒性。针对大展弦比飞翼布局无人机舵面附加升力大和低速状态俯仰操纵效能低的特点,提出了舵面附加升力和机体气动力相结合的复合控制方案,改进了以输出误差为参考量的非线性指令分配策略,设计了基于迎角保护的指令分配策略。将风干扰和模型的不确定性视为未知扰动,采用自抗扰控制(ADRC)理论设计飞翼布局无人机非线性控制律,使之对风干扰和模型的不确定性进行估计补偿。仿真结果表明,复合控制与ADRC相结合的方法加速了航迹倾角的单位阶跃响应速度,使上升时间缩短了64%,同时能够实现对风干扰的有效观测和补偿,使高度损失低于2m;能够在风切变中有效保护迎角,使其维持在5.5°以内。因此,该方法能够为飞翼布局无人机安全平稳地穿越微下冲气流提供一种参考方案。     

小展弦比飞翼布局新型嵌入面航向控制特性研究

在小展弦比飞翼布局机翼外侧上/下表面分别设计了一组中等后掠角嵌入面,并对其跨声速时的航向控制效果及其流动机理进行了风洞试验和数值模拟研究。计算和试验结果表明,上嵌入面可在小迎角范围通过轴向力和侧向力的共同作用提供稳定的偏航力矩,实现航向控制;当α6°时,由于嵌入面逐渐处于前缘涡的影响范围内,在前缘涡的吸力作用下,嵌入面航向控制效果迅速下降,直至失效,且进行航向控制时存在不利的滚转耦合;下嵌入面可在全迎角范围内提供稳定的偏航力矩,实现航向控制;通过在小迎角范围内使用上嵌入面,α6°时使用下嵌入面,不仅可在全迎角实现航向控制,且不影响飞机的隐身性能。     

CSTS返回舱气动布局研究

乘员空间运输系统CSTS是欧洲正在研发的可执行近地轨道和月球轨道任务的下一代载人航天器。以CSTS返回舱为研究对象,采用正交试验设计思想,布置四因素三水平的正交数值试验,分析返回舱外形的主要几何参数对气动性能的影响规律,优选具有最大升阻比的气动外形。基于优选的外形,讨论质心位置配置对配平升阻比、静稳定性的影响规律,并分析气动性能对质心位置的敏感性,给出CSTS返回舱气动布局设计建议。     

尾缘锯齿结构的降噪物理机制实验

对比分析了常规尾缘翼型与锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的基本特征,并通过线阵列的方法测量了两种尾缘结构的噪声.结果表明:锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的湍流强度以及3个方向上的湍流强度都相比于常规尾缘翼型有显著减少,声场结果显示锯齿尾缘翼型对尾缘噪声有显著减小,对前缘噪声影响很小.锯齿结构加宽了尾迹区域并加快了大涡的破碎,产生了额外的马蹄涡,湍流脉动衰减率沿着流动方向变大.      

高超声速飞行器气动布局和轨道优化研究(英文)

提出了高超声速飞行器参数化模型,并在此基础上通过快速、高效的工程方法开展了初步的气动力计算。以类HTV-2布局为对象,开展了以升阻比和容积率为设计目标的气动布局优化研究;以类X-37布局为对象,开展了以航程和驻点总加热量为设计目标的弹道优化设计。采用加权求和的方法求解多目标优化问题。研究表明,通过优化可获得设计目标权重取不同值时的优化结果,各优化结果具有明显的不同,具体将哪一个优化结果作为最终的选择,主要依赖于设计者的需求。     

尾缘锯齿降低叶栅噪声的数值模拟

采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿对涡轮叶栅噪声的影响.设计了两种不同的尾缘锯齿,对比了Re=3.3×105(基于叶片弦长与叶栅出口速度)下两种不同结构锯齿尾缘叶栅与直尾缘叶栅的声功率.结果表明:尾缘锯齿可以降低叶片吸力面边界层分离噪声约5dB,降低尾缘涡脱落噪声约10dB.进一步的研究表明,尾缘锯齿可以降低叶片尾缘附近表面的压力脉动幅值约50%,将展向相关尺度较大的涡破碎成展向相关尺度较小的涡,并消除尾缘脱落涡,这三者的综合作用使噪声得到降低.      

陶瓷基复合材料力学性能计算及涡轮导叶宏观响应分析方法

针对涡轮导叶宏观热力学响应,将化学气相沉积工艺2D编织SiCf /SiC陶瓷基复合材料完成拉伸试验并将该试件进行分 割,对分割后的试样进行断面电镜扫描,测量统计细观编织结构参数,建立考虑缺陷位置和形状的代表性体积单元模型。采用细 观有限元方法,应用该模型计算得到SiCf /SiC陶瓷基复合材料的宏观弹性常数。结果表明：面内拉伸模量预测值比试验值低 4.4%,剪切模量预测值比试验值高7.8%。结合陶瓷基复合材料涡轮导叶的加工工艺,建立了材料分布映射模型,对导叶典型特征 结构件在给定热载荷下的宏观响应进行预测。结果表明：涡轮导叶典型结构加热段尾缘第1主应变预测值比试验值低5.5%。     

一种减小再入飞行器侧向气动非线性的布局优化方法

为改善升力式再入飞行器在跨声速段出现的侧向气动特性非线性问题,发展了一种基于Kriging代理模型的自适应迭代气动布局优化方法.设计了一种常规升力式再入飞行器布局,计算了该布局在跨声速段的侧向气动力,分析了可能影响侧向气动特性的机翼布局参数.根据气动布局优化流程,计算了气动布局样本气动特性,建立了布局参数到侧向力矩系数...