MEMS微致动器对碟翼飞行器流动控制研究

介绍了微电磁致动器的工作原理和结构工艺,研究微型碟形飞行器周围特殊的空气流场,在碟翼的翼缘安装MEMS微致动器阵列,扰动边界层分离,从而打破飞行器的空中姿态平衡性,达到控制其进行翻转和俯仰等空中动作的目的。     

太阳能无人机发展综述

太阳能无人机以其长航时、能源清洁被世界各国重视,已经成为国家战略不可或缺的一环.简述了现如今太阳能无人机发展现状及成就;整理了太阳能无人机总体设计的发展脉络,介绍1种较成熟的能源管理方案;基于现有太阳能无人机采取的布局方式,引出并介绍了双机身串列翼构型太阳能无人机的可行性及优缺点.优点是采用串列翼布局的无人机升力较大,...     

三平测发模式下起竖臂对运载火箭地面风载的影响

为提高运载火箭地面风载条件对地面风场较大的发射场的适应性、降低运载火箭设计载荷、减轻火箭结构质量、提高运载效率,针对三平测发模式的特点,开展起竖臂对运载火箭地面风载的影响分析。采用基于广义位移和广义载荷的运载火箭地面风载计算方法,根据起竖臂的结构特点,量化分析竖臂刚度、支承油缸刚度、抱箍数量及位置因素对运载火箭地面风载的影响程度。起竖臂刚度、抱箍数量和位置对运载火箭地面风载影响较大,提高起竖臂刚度可使根部弯矩降低24.8%,增加Ⅰ级箱间段抱箍可使根部弯矩降低38%,而支承油缸刚度对运载火箭地面风载几乎没有影响。     

某型弹用涡喷发动机高密度燃油应用的数值分析

文章基于数值模拟方法,对JP-10高密度燃油在某型弹用涡喷发动机燃烧室中的燃烧过程进行了研究,并与原燃油RP-3燃烧的数值模拟结果进行了对比。结果表明,在与RP-3燃烧相同的空气进口质量流量情况下,JP-10在该涡喷发动机内能正常燃烧,且供油时间比之RP-3要增加20%左右。使用JP-10,火焰筒内部高温区范围有所减少,降低了燃烧室结构的热负荷。保证燃油流量相同条件下使用JP-10,火焰筒出口处温度分布系数比采用RP-3的要小。     

涡喷发动机台架试验声强测量技术研究

本文结合某型涡喷发动机台架试验进行声强测量实践,重点研究了在常规试车台上噪声测量方法及实施方案,依据ＩＳＯ９６１４－Ｉ标准对测试数据的有效性及误差等指标进行了考核。对发动机侧面声功率辐射作出估算,进行声源识别并讨论了该型发动机的噪声级,主要噪声源及其特征,结果表明：在常规试车台上进行发动机声强测量其方法是可行的,数据是有效的,为在常规试车台开展发动机噪声测试研究提供了经验。     

细长三角翼摇滚非定常流动特性

对前缘后掠角为８０°的细长三角翼,迎角为３０°和４０°时不同滚转角下前缘涡的静态特性,及摇滚过程中的动态旋涡特性进行了流态显示和摄影记录。结果表明：在相同滚转角下,静态和动态情况下旋涡特性有相当大的差别;相对于静态而言翼摇滚过程中存在着旋涡特性的滞后效应;摇滚过程中旋涡垂向位置的滞后是明显的,而展向位置的滞后很小;还发现翼摇滚起始角对旋涡特性有较大影响．     

变体航行器动力学建模与仿真

针对部分变体航行器变体描述复杂、存在刚体与柔性体耦合导致动力学模型复杂的问题,推导了一种具有普遍适用性的变体航行器动力学方程。将航行器视为由质点组成的整体,建立每个质点的运动微分方程。采用积分思想得到了适用于变体航行器的动力学扩展方程,其中,航行器变体产生的影响可以用附加力与附加力矩描述。对一种具有柔性翼的共形半环翼变体航行器进行了纵向面内开环运动仿真。针对部分附加力与附加力矩难以准确计算的问题,提出了一种便于工程化快速计算的方法,分析了不同变体速率下航行器的动力学响应和附加力、附加力矩的影响。结果表明,附加力和附加力矩与变体速率正相关。      

菱形翼布局太阳能无人机螺旋桨滑流影响研究

为了探究螺旋桨滑流对低雷诺数菱形翼布局太阳能无人机气动特性的影响,采用动量源方法（MSM）与k-k_L-ω转捩模型求解雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程对不同转速状态下菱形翼布局太阳能无人机的气动特性进行了准确模拟。并通过对比机翼表面流场结构与压力分布,分析了不同迎角下螺旋桨转速变化对菱形翼布局前后翼气动干扰的机理。研究表明:随着螺旋桨转速增大,小迎角下增升减阻效果明显,最大升阻比在3 000 r/min时提升了18.4%。在小迎角时,前翼气流受到抽吸作用,升力增加,后翼受螺旋桨旋转气流影响,前缘出现大范围吸力区,压差阻力减小。在大迎角时,前翼影响不变,后翼前缘下表面吸力区范围及强度均减弱,前缘负升力区消失,增升效果改善,压差阻力增加。由于在不同迎角时,升力增量的主要贡献部件不同,导致无人机纵向静稳定裕度随着转速的提升而增大。菱形翼布局太阳能无人机通过合理设置螺旋桨位置与转速,可有效利用螺旋桨滑流提升气动性能。      

格尼襟翼在冰风洞混合翼设计中的应用

提出面向工程、面向适航的混合翼设计准则,基于此准则提出将格尼襟翼应用于民机机翼结冰风洞试验的单段混合翼设计中。设计准则中只对驻点位置和前缘吸力峰值提出保守性要求,易于工程实现,满足结冰适航要求。对于偏离设计点较大的状态,在单段混合翼后缘添加格尼襟翼并配合迎角调整,使得单段混合翼在此状态点处仍满足设计准则。这样使得单段混合翼也能应用于试验状态比较广的结冰风洞试验中。格尼襟翼的使用,降低了混合翼设计、试验费用,为民机结冰试航取证节约了时间。