基于 LES 方法的增升装置气动噪声特性分析

在气动噪声数值计算中,流场的求解精度对涡流扰动的细节计算以及声学的求解结果有着重要的影响。本文应用 LES 方法对增升装置的流场进行数值模拟,采用可穿透积分面的 Ffcows Wil1iams-Hawkings(FW-H)积分方法进行远场噪声计算。采用圆柱绕流算例对本文的数值计算方法进行了验证,验证结果表明：本文所使用的LES 方法能准确地捕捉到涡脱落、流动分离等非定常流动现象,可为远场气动噪声的计算提供精确的近场流动的数值解;基于 FW-H 的声类比方法能够精确高效求解远场气动噪声。在此基础上,对增升装置噪声产生的流动特性、远场特性、风速影响等进行了数值模拟研究。结果表明：缝翼产生气动噪声的主要原因是,流动在缝翼和主翼之间的凹槽形成的不稳定波以及缝翼钝后缘的小脱落涡;襟翼产生气动噪声的主要原因是,襟翼附近由于流动分离产生的高频的小尺度不稳定涡和低频的大尺度涡。     

民用飞机反推装置气动特性分析与验证

为验证国内某型民用飞机所用的格栅式反推装置设计方案是否满足适航标准,采用风洞试验对反推装置启动后指定速度区间范围内的反推效率、重吸入现象及其对静压测量的干扰进行了评估。试验结果表明:该套装置的反推效率在速度使用区间内能够维持在40%的水平以上,高于当前平均水平;通过监控温度场基本可以排除发生重吸入现象的可能性;反推气流会改变局部的流场及压力分布,但不会对静压测量造成明显干扰。此外,CFD仿真的结果与风洞试验的结论相互印证,再次验证了该反推装置设计方案的合理性。     

某型飞机襟翼锁定故障分析

针对某型飞机飞行过程中出现的襟翼锁定故障,依据襟翼系统工作原理及内部逻辑,通过对飞参及机载维护数据的深入分析,提出了解决措施。     

大型水陆两栖飞机增升装置特殊设计综述

为掌握大型水陆两栖飞机增升装置工程设计的基本原理和主要技术,设计出满足较高气动力与水动力性能要求的高效增升装置,围绕两栖飞机增升装置的特殊设计方法开展了系统研究。通过对比分析两栖飞机与常规陆基飞机增升装置的技术特征与设计差异,在综合分析国内外典型两栖飞机增升装置的类型及设计特点的基础上,针对两栖飞机的快速性、喷溅性和抗浪性指标,对增升装置在使用和设计环节中相关影响要素进行了详细阐述。依据两栖飞机的使用环境以及使用要求,探讨了气动力与水动力耦合设计对两栖飞机增升装置的重要性,分析了水面喷溅、近水面效应、机构偏转限制等对增升装置的影响机理和影响规律,剖析了增升装置设计与抗浪指标的内在联系,对增升装置下偏量的选取方法给出建议。结合大量水动力、气动力试验和数值模拟数据,总结提炼出了与工程实际紧密结合的两栖飞机增升装置特殊设计原则。依据本文总结的设计方法完成的增升装置方案,已成功应用于我国正在研制的某大型水陆两栖飞机。通过风洞及水动力试验验证,结果表明该飞机越过阻力峰后未发生主喷溅冲击增升装置的现象,耐波性预报表明该飞机的抗浪能力满足预定的技术要求,从而进一步验证了本文提出的增升装置设计思路和设计方法的可行性,且具有较强的工程应用价值,可为两栖飞机增升装置的设计提供可靠的设计参考。     

反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能影响数值模拟

为了研究新型反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能的影响,将机身简化为二维模型,利用数值模拟的手段来研究攻角、反推开度,以及风扇打开或关闭对飞行参数的影响,为翼身融合分布式推进系统的反推装置设计提供初步的意见和建议。结果显示:反推闭合和风扇打开之后该机型的升力系数和俯仰力矩系数都会有较大增加;随着反推开度的增加,升力系数和俯仰力矩系数也随之增加;来流攻角对翼身融合分布式推进系统的气动性能也有较大影响。      

反推力装置运动学与动力学仿真

为了研究叶栅式反推力装置各部件在工作过程中的运动学与动力学特性,根据机构运动原理对反推力装置进行简化并建立了运动学与动力学数学模型。以滑动整流罩位移与阻流门所受气动负荷为输入进行运动学与动力学仿真,得到了反推力装置各部件的位移、速度及受力特性曲线,并对比分析了在不同尺寸参数下各部件特征点的运动轨迹和反推力装置负载力变化。结果表明:运动学及动力学仿真结果与工程实际相符;反推力装置机构参数选择不合理时,各设计点会发生干涉现象并导致机构无法运动;机构参数变化对负载力最大值影响尤为突出,在阻流门AC段长度值增大6%,阻流门CB段长度值减小9%的情况下,负载力正向最大值将增大19.53%,负向最大值增大12.67%。研究方法及研究结果可为反推力装置运动学及动力学分析,以及为反推力装置机构优化设计提供参考。      

航天器太阳电池阵驱动装置的新进展

通常长寿命三轴稳定卫星都采用帆板式太阳电池阵进行能源供应,并使用太阳电池阵驱动装置使电池阵对日定向。国际上从20世纪60年代开始,不断开发研制太阳电池阵驱动装置,以满足在大功率、小型化、适应恶劣环境等方面的特殊需求,经过几代的发展,取得了长足的进步。根据国内收集的相关信息和资料,通过介绍国际该领域的发展及对应需求的典型产品,尝试分析该领域中相应的应用、研究的重点及发展的方向。     

航空发动机反推力装置安装座断裂分析

在某发动机反推力装置整机试验过程中,1处作动筒安装座发生断裂。为确定故障原因,对断裂安装座进行宏观检查、断口分析、材质分析及有限元分析等。结果表明:安装座前侧安装边棱边与座身转接处首先发生高周疲劳断裂,该处断裂后造成构件结构失稳,在试验载荷的进一步作用下导致另外2个安装边发生瞬时断裂;疲劳源区存在的缩孔缺陷导致该处产生应力集中,对安装座过早疲劳开裂有促进作用;合金成分中Cu元素含量超标导致组织中析出大量θ脆性相,从而降低了合金强度,这也是安装座过早疲劳开裂的原因。对铸造工艺和无损检测工序提出了改进建议以避免此类故障再次发生。     

国外飞机机轮刹车系统的发展

阐述了航空机轮刹车系统最新的研究方向包括吸收能量更多并且更耐磨损的高密度碳材料,寻求更轻更强的结构部件材料,提升设计方法以优化刹车性能,机轮刹车系统的结构动力学研究,更大范围的电刹车装置和电刹车控制系统研究等。     

细长体飞行器自由边界热模态试验与仿真

随着耐热承载一体化材料在新型高超声速飞行器上的应用,承力结构的工作温度不断提高,各类热模态特性逐渐得到关注。针对非平面形状的细长体飞行器自由边界条件下的热模态特性开展了研究。通过研究模拟气动加热条件的圆筒形加热笼、模拟自由边界的耐高温柔性支撑、非接触激光多普勒测振、耐高温激振杆激励等试验方法,获得了细长体结构自由边界条件下随温度变化的前3阶模态变化情况。结果表明：对此类薄壁长圆筒类结构,温度升高对模态频率影响可以超过6 Hz。开展有限元仿真,并与试验取得的热模态结果的变化规律进行对比。结果表明：建立考虑温度对结构弹性模量、热应力影响的壳单元模型,能够较好地预测出前3阶模态频率在全部受热时间范围内的最大下降量,可为高超声速飞行器控制系统设计时的拉偏范围提供参考。