低速飞机加装翼梢小翼的CFD数值计算及风洞试验研究

针对某四发涡桨飞机飞行速度较低,巡航升力系数较大的特点,通过加装翼梢小翼改善翼尖流场特性而提高巡航升阻比。经数值计算和风洞试验验证表明,几何参数优化后的小翼,可以使飞机久航点升阻比提高8%,远航点升阻比提高4.8%。加装翼梢小翼气动特性的CFD数值计算和风洞试验结果吻合良好,可作为小翼外形进一步优化后快捷、经济的验证手段。     

阻力伞及气囊气动特性风洞试验技术研究

对阻力伞、气囊等柔性减速器进行了风洞试验研究.采用高速摄像清晰地记录了阻力伞在M=1.0条件下的开伞过程、气囊在M=6.0条件下充气过程的外形变化,准确地测得了气囊在M=6.0条件下充气过程的阻力时间历程,且气囊充气过程外形变化的时间历程与阻力时间历程相符.此外,对阻力伞高速风洞试验的堵塞度影响进行了研究.结果表明,通过研究,为柔性减速器的气动特性测试建立了新的试验技术.     

进气道整流罩保形减阻设计研究

提出了一种尾喷管与进气道整流罩保形设计方案,既保持导弹外形特征不变,又与尾喷管内型面实现一体化保形设计。采用CFD方法对尾喷管及整流罩底部内外流场进行了一体化数值模拟,分析了保形设计对进气道整流罩底阻的影响。结果表明,导弹高速飞行时,采用保形设计能减小进气道整流罩的底阻;补燃室压强越高,进气道整流罩底阻越小,从而验证了该设计方案的可行性。     

微小型航空燃气轮机离心叶轮拓扑优化设计

离心叶轮是微小型航空燃气轮机中的关键部件,要求其在满足气动性能的前提下,尽量减轻结构重量,传统设计制造技术已基本发挥到极致,但增材制造技术及拓扑优化设计方法的发展为其进一步优化设计拓展了新的空间。针对某型航空微型燃气轮机离心叶轮减重设计问题,依托增材制造和拓扑优化设计技术,在现有设计的基础上,首先对离心叶轮进行静强度分析,然后开展基于骨架模型的离心叶轮拓扑优化设计及可实现的工艺设计,最后对优化后的模型进行校核。结果表明：该优化设计模型实现离心叶轮减重8.7%,进一步提高了微小型航空燃气轮机的功重比;同时最大变形减少7.5%,最大等效应力减少0.59%,提升了离心叶轮工作时的安全裕度。     

柔性翼微型飞行器气动特性的实验研究

 柔性翼有望提高微型飞行器(MAV)的抗风能力。为进一步了解柔性翼的气动性能,建立MAV数学模型,并为飞行仿真和飞行控制设计做准备,在低雷诺数风洞中对柔性翼微型飞行器进行了风洞试验,同时采用翼型、机翼平面形状和尺寸大小均相同的刚性翼进行了风洞对比试验。对比结果表明：柔性翼相比于对应的刚性翼,失速迎角较大;柔性翼的最大升力系数较大,但是柔性翼的变形在提高升力的同时也增大了阻力,升阻比的情况较为复杂;在较低雷诺数情况下,柔性翼的纵向静稳定性略优于刚性翼;柔性翼的长周期和短周期模态的衰减特性和阻尼特性略优于刚性翼。     

曲面形栅格翼气动特性研究

与常规栅格翼布局相比，曲面形栅格翼布局减小了栅格翼翼元的等固壁通道的长度，从而有效降低了翼元内气流的壅塞，另外，这种栅格翼布局结构简单，易于折叠，减小了飞行器的轮廓尺寸，具有很好的工程应用前景。本文通过数值模拟方法，在亚、跨、超声速条件下，研究了曲面形栅格翼布局的减阻效果和减阻机理，对比了曲面形栅格翼和常规后掠形栅格翼布局的减阻效果，并对不同迎风方式的曲面形栅格翼气动特性进行了分析。     

含喷流的尾支风洞实验模型底压计算及分析

本文简要地叙述了作者发展的基于Chapman-Korst理论的超声速底部压强计算方法及计算程序CRMBP,并用它分析了在风洞中做有关喷流的一种实验方法。这种方法用一空心通气杆穿过模型喷管支撑模型和给喷管提供高压气体,并测量底压及力。本文给出了关联有/无此通气尾支杆底压的曲线,以说明这种实验方法的适用范围。这些曲线还可用来分析和修正这种实验方法的实验数据。     

阻力框体斜槽角度(α)的确定

本文针对采用前后支撑片测量阻力元件型式,提出了一种框体斜槽角度(α)的确定方法,这有利于降低升力对阻力的一次干扰。     

平片控制器尾迹对壁面阻力的作用

 <正> 1.引言 飞行器的表面摩擦阻力约占总阻力的一半,无论从节能还是从提高飞行速度考虑,减小表面摩擦阻力都很重要。通常飞行器上大部分区域为湍流流动,所以设法减小湍流阻力更为人们关注。美国NASA探讨了十种不同减阻方案,其中壁面槽纹法已可实际应用,但减阻仅为4％。此外,平片控制器被认为较大发展前途,瑞典科学家曾将平片控制器安装在飞机上进行测量,获得了纯减阻收益。但由于流功的复杂性,其减阻     

基于控制理论和NS方程的气动设计方法研究

研究了基于控制理论和NS方程的气动设计方法,针对给定的目标函数表达形式,应用该设计理论在计算坐标下详细推导了相应的共轭方程及边界条件具体表达形式,以及梯度方程求解表达式,通过合理的数学变换,导出了共轭方程在笛卡尔坐标系下的直观表达形式,发展了有效的共轭方程数值求解方法,通过流动控制方程数值求解、共轭方程数值求解、目标函数对设计变量的梯度求解和优化算法等方面的有效结合,研究与发展了一种新的气动设计方法,以二维机翼气动设计为例,成功进行了亚、跨音速情形下的相关设计算例研究,研究结果表明应用控制理论和NS方程的气动设计方法在设计理论、适用性以及时间花费等方面都有着很好的特色和优点,且设计结果也更为可靠.