民机先进翼尖装置气动特性对比研究

在民机上加装翼尖装置能够有效减小诱导阻力,提高巡航效率.采用计算流体力学方法,针对上反小翼、鲨鱼鳍和阶梯式三种先进翼尖装置进行了气动特性研究.对高、低速情形下诱导阻力、俯仰力矩和翼根弯矩进行了分析比较,所得结果可为民机翼尖装置的综合评估与选择提供一定参考.     

基于多级响应面法的翼梢小翼气动优化设计

 为了提高数值计算效率和准确性,提出了基于多级响应面法的确定翼梢小翼气动外形参数的一种优化方法。建立某水陆两用飞机带融合式翼梢小翼的机翼参数化模型后,先用Plackett-Burman试验设计筛选设计参数,并根据设计参数对目标函数的影响将其划分为3个等级：显著因素、次显著因素和不显著因素。为了逼近存在最大响应值的区域,用最速上升法确定95%概率水平上显著因素的设计中心点。最后用多级响应面法确定各级设计参数的最优设计点。该方法以采用计算流体力学（CFD）的计算结果为基础,选择了8个设计变量,共进行了68次试验。优化设计得到的最大升阻比为20.680 56,数值计算直接算得的最大升阻比为20.680 31,相对误差0.001%,证实了优化模型的有效性。加装小翼后,最大升阻比增加了5.62%,总阻力减少了4.13%,翼根弯矩增加了2.88%。     

融合式翼梢小翼:节油良方

不断上涨的航油价格,使航空公司渴望找到更好的提高飞机性能、节省燃油的方法。由航空合作伙伴(Aviation Partners)公司与波音公司的合资企业 APB 公司研制的融合式翼梢小翼是一种简单而有效的方法。它在2000年率先应用于波音公务机 BBJ,之后被移植到波音737-700/800、波音737-300/500、波音757和767上。     

空客A320鲨鳍小翼燃油节油性能分析

通过对比已选装和未选装鲨鳍小翼飞机的燃油消耗率,找出了节油效率和鲨鳍小翼改装成本之间的平衡点,为选装鲨鳍小翼的决策提供技术支持和数据参考。     

基于单颗粒模型的航发叶片砂带磨削微观仿生锯齿状表面形成及实验

基于鲨鱼皮衍生出来的微观仿生表面被广泛应用于机翼等航空零部件的设计中，对于提高航空零部件的疲劳寿命、气流动力性等服役性能具有重要作用。砂带磨削能实现零部件表面的高完整性要求的加工，故常用于叶片、整体叶盘等复杂曲面的精密磨削，且能实现微观表面形状，但目前缺乏砂带磨削微观表面的系统研究从而难以实现其精确控制。首先，分析了微观仿生锯齿状表面的典型结构特征，基于单颗粒砂带磨削模型，研究了单颗粒砂带磨削去除机理；然后，建立了砂带磨削多颗粒参数化数学模型，提出了微观仿生锯齿状表面砂带磨削方法；最后，以钛合金叶片型面为对象，搭建以钛合金为典型材料的微观仿生锯齿状表面砂带磨削基础实验平台，进行仿生表面的实验验证。通过对磨削后叶片的表面微观形状参数进行检测，结果表明通过砂带磨削方法实现的微观仿生锯齿状表面以锯齿形沟槽为主，其中沟槽的宽度在2.5~8 μm之间、平均值为4.91 μm，沟槽的高度在3.5~9 μm之间、平均值为5.91 μm，沟槽的夹角在28°~68°之间、平均值为42.3°，验证了微观仿生锯齿状表面砂带磨削的可行性。     

变体翼梢小翼的减阻机理数值模拟

总结了对翼梢小翼减阻效果影响最大的几何参数,在此基础上采用数值模拟方法研究了这些几何参数的最佳变化范围,为变体翼梢小翼设计提供理论依据.并从气动性能、气动载荷分布和翼尖涡的角度探讨了变体翼梢小翼相对传统翼梢小翼的优缺点.结果表明:在飞机的起飞阶段,变体翼梢小翼的减阻效率比传统翼梢小翼高2.2%,同时将翼尖涡强度降低了15%,有利于提高飞机的燃油效率和机场空域安全;但也会增大机翼的翼根弯矩,因此必须权衡变体翼梢小翼带来的气动收益与结构强度不利因素.     

翼尖上的创新

CCA 5月17日,中国首架装配鲨鳍小翼的空客A320飞机交付中国东方航空公司,空客"鲨鳍小翼"由此正式进入中国。这种看似鲨鱼鳍外形的翼梢装置引起了人们的兴趣。本文以图文并茂的形式讲解鲨鳍小翼的原理及空客翼梢装置的发展历程,以及其背后蕴藏的创新理念。空客公司是最早在民用喷气飞机上使用翼梢(也称翼尖)装置的先驱,从其最早的产品A300飞机开始就使用翼梢装置,至今已有数十年的历史。A300和A31 0两款机型均装配有被称为"镖形"小翼的翼梢装置。随后,空客把在A300、A310机型上所积累的经验应用在了A320系列飞机上。翼梢装置也陆续被安装到后来的A330、A340和A380机型上(形状和大小不尽相同),空客新一代远程宽体飞机A35XWB飞机也装有翼梢装置。     

基于涡格法的近程无人机气动优化与风洞实验验证

针对低雷诺数的近程无人机,利用涡格法（VLM）对无人机气动特性进行了加装翼尖小翼优化设计,并通过风洞实验进行了验证。首先给出了翼尖小翼的几何参数并分析其对全机气动特性的影响,其次利用涡格法对小翼进行气动建模和优选,针对无人机巡航状态给出了小翼优化结果,最后利用风洞实验对优化前后的无人机进行了吹风实验对比验证,实验结果表明,涡格法和风洞实验结果在线性段相符,涡格法能够较准确地描述和预测翼尖小翼特性,加装翼尖小翼后的无人机巡航状态升阻比提高12％,全机滚转阻尼加大,偏航阻尼变化很小。     

基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验

针对旋翼动态失速导致的非定常载荷增加和失速颤振问题,开展了基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验,试验雷诺数Re=7.0×10⁵,减缩频率k=0.097。采用动态压力测试手段,重点分析了后缘小翼不同振荡相位差、幅值、平衡迎角对翼型动态失速的影响规律。结果表明,后缘小翼能以振荡周期T的1/2为时间间隔,周期交替地改变翼型的气动性能,在后缘小翼与翼型振荡相位差为0°的条件下,实现了俯仰力矩峰值降低54.9%的控制效果,同时更大的后缘小翼振荡幅值能实现更好的非定常载荷控制效果,但过大的振荡幅值有可能导致失速颤振。后缘小翼振荡平衡迎角的引入能起到调节升力系数、气动阻尼的作用。     

热设计分析在雷达天线中的应用

通过对雷达天线中的大功率元件散热设计实例,给出了强迫风冷散热风道结构参数的设计方法和步骤,并采用Fluent公司的热分析软件ICEPAK对风冷散热进行了仿真验证。