锯齿尾缘翼型近场湍流试验研究

基于锯齿尾缘结构在航空发动机上的应用,对其降噪机理进行研究。通过3维热线风速仪测量2种尾缘结构的尾迹流场揭示锯齿降噪的流动本质,其结果显示出锯齿尾缘后流场的细微湍流结构变化规律,并在尾迹流场可见单个锯齿的齿峰和齿谷。结果表明:锯齿尾缘后尾迹中心线速度的衰减率比直尾缘的高;湍流峰值因为锯齿尾缘的存在出现在离翼型更远处,锯齿在近尾迹区产生了额外的马蹄涡。     

基于机翼-帆尾的高纬度跨年驻留太阳能飞机总体参数设计方法

拓展太阳能飞机在较高纬度地区的跨年驻留性能有助于促成太阳能飞机的广泛实用化。建立了适用于任意高度、任意纬度、任意指向的光伏组件面功率模型,并考虑了光伏组件的温度效应,通过能量仿真得出：在方位角跟踪方式下,滚偏角为90°的主动式光伏组件的日均面功率最优。然后在布局与能源综合设计思想指导下,建立了一套基于机翼-帆尾的太阳能飞机总体参数设计方法,其组成模块包括各部件质量方程、气动效率方程、用于构建气动布局参数与全机光伏组件面功率特性之间映射关系的Kriging代理模型,以及参与总体参数匹配优化设计的量子粒子群优化（QPSO）算法及其多目标评价函数。面向高纬度与跨年驻留的设计指标,开展了机翼-帆尾太阳能飞机的方案实例设计,其中驻留纬度与高度指标分别为45°N和18 km。详细分析了此方案在23.5°N~55°N纬度域内的可持续高度包线。研究结果表明：与传统布局形式相比,机翼-帆尾布局形式大幅提升了高纬度地区冬季附近的光伏组件面功率,有效地减小了翼展尺度、机翼面积并提升了巡航速度,具有良好的应用优势。方案设计实例也验证了基于机翼-帆尾的太阳能飞机总体参数设计方法的可行性。     

Gurney襟翼对多段翼型气动性能影响的数值研究

采用剪切应力输运（SST）k-ω两方程湍流模型和C-H型多块结构网格求解二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,结合襟翼缝道参数变化研究了不同形式的Gurney襟翼（GF）及其几何参数对多段翼型气动性能的影响,GF形式包括主翼和襟翼分别及同时增加GF。在GF绕流数值计算中对GF局部网格进行适当加密,多段翼型不同襟翼缝道参数GF构型的计算结果表明：主翼GF的影响主要取决于缝道参数,通过减小襟翼逆压梯度可以有效抑制襟翼位置并非最优时出现的流动分离,因而能够用来重新优化缝道参数;襟翼GF对基本构型的影响大致相同,升力系数和俯仰力矩系数增加明显且随GF高度非线性变化,但当其高度合适时阻力系数变化不大;主翼和襟翼同时增加GF时,在线性区域内多段翼型气动性能的变化大致为上述两种单独情形的线性迭加。     

翼型进行钝尾缘修改后气动性能的数值研究

对NACA4424翼型、NACA4424翼型和加装2%弦长Gurney襟翼的NACA4424翼型以及对应的尾缘厚度为2%弦长的钝尾缘翼型进行了数值计算。针对风力机应用,对应于以弦长定义的雷诺数为1.27×105到1.02×106;迎角为0-32度;计算结果表明,在研究范围内的所有工作状态下,修改后的钝尾缘翼型对流场产生了强烈的下洗作用,明显地改变了翼型压力面和吸力面的压力分布,并使翼型升力及升阻比比原翼型有显著增加;大大推迟了翼型的失速的出现,甚至直到32度时,尚未发现有失速的迹象。     

磁尾等离子体团型结构的数值模拟

考虑横越磁尾不同区域的数密度与离子温度的分布特点,取宁静磁尾温度、密度呈同样形态的非均匀分布,作为模拟计算的初态,对初始By为不同分布的3个算例作模拟计算．数值结果展示了3类磁结构的演化特征．考察磁尾中性片一个给定点的磁场变化,做出3个算例典型事件的磁场矢端图．它们从另一个侧面展示了磁尾通量绳型等离子体团、具有复杂闭合磁力线位形类似于“闭合环”的等离子体团,以及二维“磁岛”型等离子体团的特点．观测表明,多数磁尾等离子体团为具有强核心场的通量绳结构．通过跟踪一个通量绳型等离子体团的发展,作出等离子体团各方向速度与磁场强度随x演化的曲线．其中,vx与磁场强度|B|在近尾至中尾的计算值与Geotail卫星资料统计分析结果大致相符．此外,与Jin等取初始温度为均匀分布的计算结果相比,本文给出的通量绳型等离子体团,其内温度较高、密度较低,与资料分析结果的偏离也随之减小．     

深空光学敏感器“拖尾图像”的处理方法研究

主要研究深空探测巡航段的光学敏感器拖尾图像的处理方法,通过导航信息预测得到系列特征运动轨迹点,对预测点进行修正并进行特征模板的提取和归一化处理,然后进行交互相关,给出多个轨迹线上匹配的对应点位置,计算偏移量,对轨迹点进行修正,更新模板进行相关,再次迭代,直到结果收敛．最后对多个点的位置进行加权平均,得到准确的相对角矩信息,用于星图识别提供小行星指向信息,文中给出了图像处理的仿真结果．     

缘条类零件的增量成形技术

以波音737-700飞机垂尾后梁缘条零件为例,介绍了增量压弯成形技术在缘条类零件生产中的应用;在有限元分析的基础上,研制了专用成形设备,设计了专用成形模具,通过工艺试验,确定了成形工序及工艺参数。     

飞机连接器尾附件屏蔽接地设计介绍

飞机电缆布线中的屏蔽接地设计是影响飞机系统电磁兼容性的一个重要因素。除特殊区域外,电缆屏蔽接地优先选择连接器尾附件接地形式。主要介绍了飞机布线设计中用于屏蔽接地设计的连接器尾附件系列种类的对比和选择,希望对飞机布线系统设计有所帮助。     

带尾缘吹气的动静干涉流动的实验

采用声学麦克风和粒子图像速度仪等实验研究手段,分析静子在吹气和不吹气情况下纯尾迹,弱尾迹、无动量亏损尾迹和射流四种尾迹流动与动叶相互干涉的声学特性和流场特性.得到了不同尾部吹气量下动静之间流场的速度矢量变化以及静子尾迹在动叶流道中的传播特性.比较了静子尾缘纯尾迹与弱尾迹、无动量亏损尾迹以及喷射等尾迹形态与动叶相互干涉的...     

编队飞行风洞实验研究

在1m非定常风洞中开展了两机编队飞行试验研究。前机采用尾支撑转接垂直叶型支杆与坐标架连接,可以实现相对位置（纵向、侧向和垂向间距）的精确改变;后机通过尾支撑连接到风洞的主支撑机构上,可以实现迎角的变化。采用内式六分量应变天平测量后机的气动力受前机尾涡流影响的变化情况,对后机的绕流场进行了PIV测量。试验中使用了2组模型,一组是简化的翼身组合体模型,另一组是翼身融合体飞翼布局模型。结果表明:当前机翼尖涡靠近后机翼面时,后机的升阻比变化较明显;当前机翼尖涡靠近后机翼尖时,后机可获得最大升阻比;前机迎角增大时,后机的升阻特性有较明显变化;当后机的迎角大于8°时,其升阻比基本不受前机影响。