基于分布质量轴模型的尾传动轴系临界转速分析

以直升机尾斜轴为研究对象,推导了传动轴的分布质量传递矩阵,模型中考虑了弯矩、横向位移、剪切变形、转动惯量、陀螺力矩和轴向力等 因素的综合影响。建立了膜片联轴器和弹性支承的传递矩阵。给出了尾传动轴系临界转速的计算方法。以三支点水平轴系为分析对象,将本文传递矩阵法计算的结果与有限元法计算的结果进行了对比分析,以检验本文传递矩阵法的有效性。本文传递矩阵法相对于有限元法的最大计算误差为4.1%,表明本文传递矩阵法的计算精度较高,同时本文传递矩阵法的计算速 度更快,便于设计人员进行尾传动轴系临界转速的影响因素分析。     

喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验

为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心05m高超声速风洞中,在来流马赫数为50和60条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。      

'W'型无尾布局流动机理研究

基于NS方程数值模拟方法,研究了‘W’型无尾布局的流动机理。与参照前掠翼布局相比,‘W’布局优越的气动性能来源于其流动形态的变化:小迎角时,翼身融合升力体设计,使机体表面流动更为通畅,升力增加,机体部件干扰减小,部分补偿了因机身加宽,浸润面积增大带来的摩擦阻力,使总阻力没有明显增加。α≥6°,‘W’布局具有新的流动结构,机翼上表面流动由侧缘涡和前缘涡及其诱导的二次涡所控制,侧缘涡与前缘涡之间产生有利干扰,增强了对机翼表面流动的控制能力,不仅带来涡升力,而且有效控制了前掠翼根部流动分离,是其具有优越纵向气动性能的物理原因。‘W’布局新的流动结构为其横侧气动性能改善奠定了基础,为进一步完善布局设计提供了理论依据。     

鼓包对双立尾/三角翼立尾抖振的影响

为了研究鼓包对立尾抖振的影响,在北航的水槽和风洞中进行了在机翼头部放置了鼓包的75°后掠双立尾-三角翼的立尾抖振实验,采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验鼓包对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼机翼头部加上鼓包后,前缘涡涡核会发生弯曲和扭转,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在25°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,A1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无鼓包的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,前缘涡涡核的弯曲和扭转起到了减缓立尾抖振的作用。     

用于电控旋翼气弹分析的带襟翼翼型气动力模型

为满足电控旋翼的气弹分析需要,给出了带襟翼翼型的综合时域非定常气动力模型,该模型可以计及襟翼移轴补偿的影响.之后通过与静态、动态风洞吹风数据的比较,验证了该模型的准确性.相关分析表明该模型在翼型未发生失速前具有良好的静、动态气动力预测能力.     

横向射流相位差对排气系统气动和红外特征影响数值研究

横向射流是降低航空发动机尾喷流在3～5μm波段上红外辐射特征的一种高效低阻的途径。本文以收敛喷管为对象,在喷口下游布置了一对上下对称的扁平横向射流孔,数值模拟研究了两股同频横向射流之间相位差（0°,90°和180°）对下游掺混与红外抑制的影响规律。结果表明,脉动横向射流诱导产生的流向涡强化了掺混,不同横向射流之间的相位差会使涡对出现的时间与空间复杂交错,可以充分卷吸气流,加强尾喷流与外界大气的掺混。而相位差的优化设计可以进一步提高涡对之间的掺混增益,增强红外抑制效果的作用。与Δφ=0无相位差状态相比,随着相位差增大,红外抑制效果逐渐增强。相位差为π时,掺混效果最好,高温区长度降低约14%,红外积分辐射特征最大降幅约13%,光谱辐射降幅最大可达21%,有效增强了对尾喷流的红外抑制。     

无尾飞机的多变量控制律设计

本文介绍了按无尾战斗机综合的纵向和横侧向动力学特性设计的手动飞控系统。所用的设计方法是动态反演与结构化奇异值综合相结合,以便解决稳定性,性能和对受控对象不确定因素的鲁棒性问题。根据闭环系统所达到的稳定性,飞行品质和可靠性订出了设计目标。总设计结构包括一个内回路和一个外回路。内回路将飞机动力学特性调整等于所需的动力学特性。而外回路则采用结构化奇异值综合法来获得一种鲁棒的动力学控制器,以跟踪模型对飞行员指令的理想响应。然后利用一个可按飞机飞行状态调参的前置滤波器使系统输入成形,以便获得所要求的飞行品质。     

大后掠翼大迎角定常与非定常俯仰气动特性及其控制

 对装有“前端襟翼”和“前缘襟翼”的74°后掠三角翼, 在迎角0°～ 90°范围的定常和非定常 (俯仰振动, f = 0. 4, 0. 8, 1. 2Hz) 的空气动力特性以及襟翼的控制作用作了实验研究。定常流的实 验结果与解N 2S 方程的计算结果作了比较。非定常俯仰振动使气动特性的变化出现迟滞现象, 但 仍能保持襟翼对定常流控制所具有的优越性。不装襟翼的三角翼的部分校测结果与文献中相应数 据一致, 表明实验结果可信。     

尾吊布局民机短舱防火区热影响计算分析

本文给出了尾吊布局的民机发动机短舱与机身组合体的三维空气流动与传热的物理和数学模型．根据发动机短舱和机身的组合模型特点,应用非结构化网格和柱状附面层网格对计算区域进行划分,采用k-ε湍流模型和相应的对流换热、辐射换热模型模拟了短舱风扇罩表面着火后对附近机身的热影响．分析认为采用CFD分析可在防火区选型设计阶段起到辅助作...     

带尾支杆的超声速弹丸湍流底压计算

尽管在超声速湍流情况下，尾支杆对弹丸底部压力的影响没有层流情况下的影响大。但是实验研究表明，带尾支杆的超声速弹丸湍流底部压力随湍流边界层相对厚度增加而增加，随天平尾支杆的相对直径增加而减小。本文介绍一种考虑圆柱体上边界层状态以及尾支杆对绕弹丸超声速湍流底压影响的计算方法，计算结果和实验数据吻合较好，还根据计算和实验结果分析了尾支杆对底压系数的影响。