跨声速巡航态连续光滑偏转后缘翼型气动特性

以连续光滑偏转后缘变弯度跨声速翼型为研究对象,对其开展了巡航状态绕流数值模拟,研究了其气动特性并与基本翼型和简单襟翼偏转后缘变弯度翼型的气动特性进行了比较.基本翼型采用RAE 2822超临界翼型;绕流数值模拟采用雷诺平均Navier-Stokes方法,通过与基本翼型试验数据比较,确认了数值模拟方法的准确性.研究发现,跨...     

无人机纵向轨迹控制的设计与仿真

主要介绍一种无人机垂直剖面的飞行轨迹控制算法的设计和仿真验证。无人机在高度改变过程中,纵向采用轨迹控制的算法,通过控制垂直高度偏差和航迹倾角偏差使无人机沿着预定的轨迹飞行,且实现垂直高度偏差、航迹倾角偏差为零。算法中创新性地引入航迹倾角、地速与现时垂直速度的转换函数,进行给定法向过载的计算。纵向采用精确轨迹控制,自动油门采用渐变的油门杆控制实现速度保持,常用的轨迹控制算法为利用高度差与垂直速度进行比例控制,具有实际飞行航线与期望航线存在静差、超调较大的缺点。算法通过与自动油门算法相结合,可实现对无人机的纵向轨迹的自动控制,具有控制精度高、控制平稳等优点。     

航空活塞发动机爆震抑制方法

某型航空活塞发动机在运行中多次发生爆震故障,已有研究认为该型发动机全油门燃油流量低于64 L/h是其爆震的主要诱因,但实践中将该型发动机全油门燃油流量增大至71.9 L/h后仍然有爆震故障出现,表明该型发动机的爆震并非单一诱因。为探索该型发动机爆震的可靠抑制方法,利用EGView软件分析典型故障例数据,查找可能的隐藏诱因并采用控制变量法进行实践测试,结果表明：发动机巡航转速偏低是该型发动机爆震的另一重要诱因,并证实了全油门偏富油对该型发动机的大功率爆震倾向具有抑制作用。根据实践测试结果提出控制该型发动机全油门燃油流量不低于66 L/h和发动机巡航转速不低于手册规定2500～2525 r/min（推荐按上限设置）的解决方案,经6万余飞行小时的实践验证表明该型发动机的爆震故障已被可靠解决。     

具有尖侧缘的非圆截面机身头部几何参数影响研究

有侧滑时,尖侧缘的非圆截面机身头部在中等和大迎角下,可具有方向稳定性.在计算研究的基础上,选择了3个不同上、下表面高度和两个不同侧缘角的模型进行了低速风洞试验.风洞试验结果表明,无侧滑时,机身的升力、阻力和俯仰力矩的绝对值都随高度增大而减小,在α<30°内,表面高度对横向特性影响较小,α=30~60°时,呈现复杂的影响趋势;尖锐侧缘机身比圆侧缘机身产生的升力和阻力都大些,但俯仰力矩差别不大;随着迎角的增大,对横向特性的影响明显;有侧滑时,上表面b/a=0.75的机身和下表面b/a=0.25的机身对方向稳定性的影响最显著,尖锐侧缘比圆侧缘对方向稳定性有更大的影响.     

高度补偿喷管冷态模拟与推力测量试验技术研究

推力特性是发动机的重要特性,也是评价发动机喷管性能优劣的重要指标.而发动机的推力特性会随高度的变化而产生一定的变化,同时,喷管型面和结构形式,也是影响其推力特性的重要因素.目前,国内外都在研究和优化发动机喷管的结构形式和型面,改善和提高喷管的性能.为了研究分析双钟形喷管和塞式喷管的高度补偿特性,需要进行地面模拟试验.为满足在FD-20A风洞中进行高度补偿喷管试验的需要,开展了高度补偿冷态模拟试验技术研究,对在冷态模拟条件下的喷流模拟技术、喷管推力测量试验技术和流动显示技术等进行了研究,满足了试验的需求.     

空管自动化系统最低安全高度告警参数配置研究

研究空管自动化系统最低安全高度告警功能如何更好地贴合运行安全实际,以乌鲁木齐进近管制区最低安全高度告警参数配置为例,结合近年来监视引导图编绘规则的变化和自动化系统告警功能的逐步完善,提出了最低安全高度告警参数的配置方法,并通过自动化系统测试平台进行验证,达到了为管制人员提供安全预警的目标。将最低安全高度告警参数配置与最低监视引导高度相匹配更加符合空管运行实际,也更有利于航空运行安全。     

基于有寿件调控的战机海域巡航装备保障规划

从战机海上方向高强度巡航问题出发,有寿件物资调控直接影响着战机的完好率,制约着战巡任务有 效执行。通过构建数学规划模型,优化制定了战机出动保障方案、有寿控件梯次合理配置,并重点介绍了关联因素约束的方法过程、目标函数优化的具体思想,通过遗传算法求解非线性规划。在模型中建立了可实施靶向性求解方案的0-1开关函数,记录了战机出航、巡逻信息的精确时间和任务架次,实现机场内部保障的最佳均衡状态,确保战机巡逻的高效巡航运用。     

太阳能飞机机翼翼型对光伏组件性能的影响

结合5种太阳能飞机翼型(BC3111、BC3X92、BCS127、BC2125和SD7080)的气动性特点,建模并研究 了机翼上安装的光伏组件太阳高度角及其产生功率。研究证明:飞机向北飞行的时候,所有翼型上光伏组件太阳高度角随着弦上位置的增加而振荡上升,且有趋于饱和值的趋势;而向南飞行的时候,却呈现相反的趋势。当飞机向北飞行时,机翼弦向后端曲度小,机翼表面更接近1个斜平面,光伏组件的表面更倾向太阳,导致太阳高度角大;而当飞机向南飞行时,情况正好相反;当飞机东西方向飞行时,机翼翼型对组件太阳高度角无影响。发现所有翼型上光伏组件产生功率在向北飞行时比向南飞行时多,而东西向飞行时组件产生功率为固定值。原因在于,向北飞行时,组件接受到的太阳光更大。当飞机向北飞行时,应选择BC3X92翼型,不仅气动性最佳,而且组件产生功率也最大;而向南飞时,可选择SD7080型和BCS127型实现组件最大功率输出。     

不同边界层厚度下高马赫数进气道自起动过程研究

为了探寻入口边界层厚度变化对高马赫数进气道自起动性能的影响,对简化的二元高马赫数进气道的加速自起动过程进行数值仿真研究,分析了边界层厚度对自起动过程中流场波系结构变化和自起动性能的影响机制,获得了不同边界层厚度下的进气道自起动性能及主分离包高度的变化规律。结果表明:随着边界层相对厚度从0.05增加至0.3,进气道的自起动马赫数一开始保持不变,然后快速增大;相同主流条件下,不起动流场跨越主分离包无量纲压升和主分离包高度随边界层相对厚度的增大均变小;边界层动量损失厚度和跨越主分离包无量纲压升对进气道起动性能影响重大。     

H－5飞机复飞最低安全高度探讨

针对Ｈ－５飞机在高度低于５０ｍ复飞时，由于高度低，发动机加速性差，绕横轴转动惯量大，只能采取边拉杆边加油门，其拉杆速率一般为正常着陆下滑拉杆速率的１～４倍。退出下滑后注意保持飞机姿态，使之逐渐增速。经研究探讨，认为复飞最低安全高度为８～１０ｍ，在此高度复飞时，对飞行员的心理素质和驾驶技术要求较高。