Experimental validation of a new morphing trailing edge system using Price – Païdoussis wind tunnel tests

This paper presents the design and manufacturing of a new morphing wing system carried out at the Laboratory of Applied Research in Active Controls, Avionics and AeroServoElasticity(LARCASE) at the ETS in Montréal. This first version of a morphing wing allows the deformation of its trailing edge, denote by Morphing Trailing Edge(MTE). In order to characterize the technical impact of this deformation, we compare its performance with that of a rigid aileron by testing in the LARCASE's price-Pa?doussis subsonic wind tunnel. The first set of results shows that it is possible to replace an aileron by a MTE on a wing, as an improvement was observed for the MTE aerodynamic performances with respect to the aileron aerodynamic performances.The improvement consisted in the fact that the drag coefficient was smaller, and the lift-to-drag ratio was higher for the same lift coefficient.     

高速飞行器翼舵缝隙激波风洞精细测热试验研究

高速飞行器的气动控制翼舵面,为了转动灵活,在弹体和翼舵面之间存在缝隙。缝隙的存在会导致高速热气流进入,在舵轴根部产生强分离再附区域,形成高热、高压、高剪切严酷热环境,对飞行器的热防护提出了很高要求。由于影响翼舵缝隙流动的因素十分复杂,缝隙内热环境的准确预测非常困难。目前传统的激波风洞缝隙测热试验受限于薄膜热流传感器2mm直径,只能在分离再附区布置有限测点,无法捕捉到热流峰值,导致计算与试验存在较大偏差。本文根据缝隙分离再附区热环境特点,针对精细测量的可行性,从传感器选取、测点布置方案、测量及数据后处理等方面进行了详细分析,提出了分布式热电偶精细测量方法,实现了采用点测热达到面测热的效果。针对简化的圆柱弹身加舵面的模型,完成翼舵缝隙精细测热试验,获得了翼舵干扰区峰值热流。试验研究了不同缝隙高度、舵偏角、迎角对翼舵干扰区热环境的影响规律,试验结果表明:翼舵缝隙对弹身干扰主要集中在舵轴干扰区。舵轴干扰区热环境随着缝隙高度的增加而增强,随着舵偏角和迎角的增大而增大。同时,试验结果与CFD计算结果对比表明,两者基本吻合。     

基于WENO-分段线性格式的直升机流场数值模拟

发展了一套适合于格心格式求解器的基于加权本质无振荡(WENO)-分段线性格式的旋翼/机身气动干扰高精度CFD计算方法。应用该方法对多种旋翼/机身组合模型前飞算例进行了数值模拟,计算得到的机身表面压力系数分布与实验结果吻合良好,说明了该方法对旋翼/机身气动干扰研究的有效性。之后进一步将该方法应用到悬停状态的X3构型复合式高速直升机旋翼/机翼/螺旋桨组合模型的复杂流场模拟中,并与悬停状态孤立旋翼和旋翼/机翼组合模型的流场进行了对比。研究发现:机翼对旋翼下洗流起阻滞作用,引起机翼下方不规则流动,且螺旋桨滑流与旋翼下洗流会相互干扰产生一定的偏折,旋翼下洗流速度更大,螺旋桨滑流会产生明显的向下偏折。      

低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计

以临近空间太阳能无人机研究为背景,针对高空低雷诺数状态下多螺旋桨/机翼构型进行了耦合气动设计研究。首先,通过对典型多螺旋桨/机翼构型进行气动特性及流动特性分析,提出了以在多螺旋桨滑流影响下构建机翼近壁面理想流态分布形式为核心的低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计思想;然后,基于该耦合设计思想,依次进行了多螺旋桨布局参数设计研究、低雷诺数流态区域二维翼型设计研究以及近似高雷诺数流态区域耦合螺旋桨滑流影响的机翼翼段设计研究;最后,通过相关设计结果的对比分析验证了所提出低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计思想及设计方法的有效性和可靠性。结果表明：与常规仅进行低雷诺数翼型优化得到的设计结果相比较,基于所提出低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合设计思想设计得到的多螺旋桨/机翼构型气动特性得到显著改善,在设计状态下,多螺旋桨滑流影响下的机翼阻力相对降低达8.8%,升阻比相对增大达12.1%,由多螺旋桨滑流为机翼气动特性带来的不利影响亦得到约64.5%的补偿和改善。     

HLFC后掠翼优化设计的若干问题

使用扩展自由变形参数化方法,基于径向基函数的动网格技术和改进的混合粒子群算法,考虑吸气的e^N转捩预测方法和雷诺平均Navier-Stokes求解器,搭建了针对混合层流流动控制（HLFC）后掠翼的优化设计平台,对HLFC后掠翼的气动外形设计、雷诺数影响、吸气分布设计等多个问题进行了研究,对比分析了在这些因素影响下HLFC后掠翼的阻力系数和层流区长度的差别,进而探索了相应的设计准则。研究表明,对于层流区较长和阻力系数较小的HLFC后掠翼来说,它们上表面的压力分布具有共同的特征：头部峰值较低,之后有一个小的逆压,接下来是一段较长的均匀稳定的顺压,这段顺压最后终结于一道激波。应用HLFC技术后,通过实现大面积的层流区,机翼的摩擦阻力和压差阻力均可显著地降低,降低的幅度远大于不考虑层流控制的设计结果。同时,HLFC机翼的设计应综合考虑摩擦阻力、压差阻力、激波强度和配平阻力（低头力矩）,层流区最长不一定意味着阻力最小。一般来说,雷诺数越高,越难维持层流,但应用混合层流控制技术后,即使在难以实现自然层流的高雷诺数下,HLFC机翼依然有较长的层流区。通过对吸气分布的设计进行研究,说明了非均匀吸气比均匀吸气要更有效率一些,能够节省吸气量。     

以外加辅助件推迟三角翼上涡破裂的初步水洞实验

对尖锐前缘、后掠角为60°的大攻角平板三角翼模型进行了水洞实验。利用附加的小辅助件,改变翼面上方的流场,使机翼前缘肌体涡推迟破裂。流动显示表明:在翼面上的适当位置安放圆弧形或三角形导流体,或在翼面上方另加一辅助小三角翼,能使涡破裂推迟的效果得到显著提高。此结果可供推迟涡破裂来改善飞机气动性能的研究工作参考。     

ECAP对纯铝拉伸性能和断裂行为影响的研究

利用等通道转角挤压(ECAP)对纯铝进行了连续的挤压,结合位错及断口形貌,分析了位错强化及断裂机制.结果表明, 剪切变形使位错滑移,晶粒细化,挤压4道次后材料屈服强度、抗拉强度分别较初始态提高了38.5%和24.0%,断裂机制呈现典型的沿晶断裂特征.     

大展弦比复合材料机翼设计与CFD／CSM计算

研究沿着机翼气动性能计算、复合材料机翼构形设计、复合材料部件铺层设计、CFD／CSM载荷传递、机翼结构力学性能计算的设计分析流程,完成了一个大展弦比全复合材料机翼的设计过程。计算结果表明：该复合材料机翼能够完全满足预定设计指标要求;与传统金属机翼相比,在刚度提升20％的情况下,结构减重达32％。研究充分说明了所采用设计分析流程的技术可行性。     

MEO导航卫星在轨放气产生的干扰力矩研究

摘要： 针对多颗MEO导航卫星太阳翼展开后产生比较明显的干扰力矩,对卫星稳定控制产生了一定影响的现象,本文根据动力学模型、姿态、角速度和飞轮转速变化,给出了干扰力矩计算方法,并结合多颗卫星在轨遥测数据进行计算,得出放气期间产生的干扰力矩.通过使用此干扰力矩进行仿真得出,卫星模拟器结果和在轨表现基本一致.此研究有助于优化卫星飞控流程,并指导卫星放气孔设计.     

飞翼布局飞机舵面偏转速率设计

舵面偏转速率的大小是飞机飞行控制系统设计的重要约束之一.当偏转速率饱和时,在外界干扰或操纵下,飞机可能进入自激振荡(PIO)状态,导致飞行品质下降.建立了飞翼布局飞机舵面偏转速率限制值的设计方法,给出了某大展弦比飞翼布局飞机的三轴主操纵面偏转速率设计的算例,分析了偏转速率限制对飞机动态响应特性的影响及其与飞机本体气动导数、转动惯量、展弦比构成的组合参数间的关系.结果表明:对于大展弦比飞翼布局飞机而言,其横向主操纵面偏转速率限制值要求最高,纵向次之,航向最低.研究方法和结果可用于飞翼布局飞机的操纵舵面与飞行控制系统初步设计时参考.