带集中非线性的机翼气动弹性问题研究进展

带集中非线性环节的机翼非线性气动弹性问题是飞行器气动弹性研究领域的热点和难点。经过近几十年来的不断发展,这类机翼非线性气动弹性问题的研究已经取得了长足的进步,同时也面临着新的挑战。鉴于此,综述了近年来带集中非线性环节的机翼非线性气动弹性问题的研究进展,阐述了带集中非线性的机翼气动弹性分析的建模方法、分析方法及非线性气动弹性稳定性和响应行为的规律,并讨论和总结了相关的研究成果,对今后机翼非线性气动弹性问题的分析方法和研究内容提出了展望。     

一种提高风洞动态试验数据质量的模型姿态控制和测量技术

低速风洞动态试验装置通常采用“电机+减速器+偏心机构+线性传动机构”的方式,存在传递环节多、机械间隙大等问题,给模型运动的精确控制和模型姿态的精确测量带来较大困难。为满足大型客机等大飞机对低速风洞动态试验的要求,基于现有的静态试验通用支撑平台,采用“电子凸轮”技术,建立了一套迎角/侧滑角解耦、可进行飞机小振幅动导数和大振幅非定常气动特性研究的动态试验装置。利用该动态试验装置进行了某飞机大尺度动态试验模型动导数试验和大振幅振荡试验,获得了试验数据的重复性,并研究了动态试验数据和静态试验数据之间的相关性。试验结果表明：利用该装置获得的某飞机动态试验数据重复性较好、规律合理,能满足大型飞机动态试验要求。     

亚声速旋拧射流噪声中的温度效应

采用大涡模拟（LES）方法模拟亚声速旋拧射流,着重考察温度效应对旋拧射流近场流动演化过程、湍流脉动空间发展和远场噪声的影响。线性稳定性分析表明,旋拧射流中提高射流中心温度会增加剪切层的扰动增长率;数值结果显示,加热会促进剪切层中大尺度结构的产生及相互作用,促使流动更快进入湍流状态,并缩短射流势核区的长度。在初始层流发展阶段,加热会提高中心线上的流向速度脉动峰值,但是对剪切层中的流向速度脉动峰值几乎没有影响;在湍流发展阶段,提高射流中心温度会提高流向速度脉动衰减率,并降低脉动幅值。此外,在非等温射流中,密度脉动幅值要远高于等温射流。在30°方位角附近,等温射流的总声压级幅值最高,冷射流的噪声幅值最低。方位角大于50°时,加热使总声压级降低,且随着方位角幅值的增大,降低越明显;而冷却则会提高总的声压级幅值。     

预应变对GH4169 合金低周疲劳行为的影响

为了研究发动机构件在实际工作中受到的轴向拉应力作用下疲劳行为的变化,开展了发动机常用材料GH4169合金在拉伸预应变条件下的低周疲劳行为的研究,得出疲劳寿命随预应变增加的变化规律。从宏观和微观2方面分析预变形对材料低周疲劳行为影响的变形机制。最终为解决实际工程中构件断裂等问题提供技术支持,同时也为评估航空发动机构件在产生预变形条件下的寿命,确保安全使用提供技术支撑。结果表明:随着预应变量的增加低周疲劳寿命降低,组织内位错密度、孪晶数量均增加,裂纹扩展长度减小。     

精密模具大面积微结构电铸制备工艺研究

对精密模具大面积微结构的电铸制备工艺进行了研究。研究了掩膜厚度、化学微蚀刻、二次辅助阴极对精密模具大面积微结构电铸成型的影响。结果表明,化学微蚀刻能进一步去除显影残胶,提高镀层微结构与模具基板的结合力。在曝光时间为100s,曝光能量为750~810mJ/cm2的曝光工艺条件下,掩膜厚度在130~160μm时,可以得到线宽为100μm侧壁陡直度较好的精密模具微结构。采用外加电势的二次辅助阴极三电极电铸体系可以提高铸层的均匀性。     

8米×6米风洞TPS反推力试验技术

TPS(涡扇动力模拟器)试验技术是风洞中模拟发动机反推力状态最有效的手段。开展反推力试验的目的是获得反推力发动机对飞机气动特性的影响,确定反推力发动机的再吸入速度边界。为满足我国大飞机研制的试验技术需求,中国空气动力研究与发展中心在8米×6米风洞发展了全模TPS反推力试验技术。自主研制了TPS反推力试验专用的高精度六分量杆式应变天平、大流量空气桥和流量控制单元、TPS监视报警系统、数据采集系统、综合显示系统等TPS反推力试验系统,制定了试验模拟准则、试验流程和试验方法,建立了完善的全模TPS反推力试验技术。利用TPS反推力试验技术,开展了国内首期全模TPS反推力风洞试验,研究了某型飞机反推力发动机的再吸入特性,获得了反推力发动机的再吸入速度边界。     

发动机吊挂与机翼连接接头强度分析与试验

飞机吊挂与机翼连接接头主要用于传递来自动力装置的载荷,是飞机结构强度设计的关键件。为了精确分析吊挂与机翼连接接头强度及应力应变分布规律,设计了一套接头强度静力试验系统,研究了接头强度有限元建模方法。以总体有限元分析得到吊挂与机翼连接接头载荷为基础,建立了接头的细节有限元模型,分析了对接头强度影响较为严重的两种工况。有限元分析结果与试验结果对比,验证了接头强度有限元建模方法合理,对民机发动机吊挂与机翼接头设计具有应用参考价值。     

一种改进的强跟踪UKF算法及其在SINS大方位失准角初始对准中的应用

针对现有的强跟踪无迹卡尔曼滤波（UKF）算法存在理论依据不足和滤波性能欠佳等问题,从正交性原理出发,通过严谨的推导得到强跟踪UKF成立的充分条件,在此基础上提出一种改进的强跟踪UKF算法。该算法无需求解雅可比矩阵且计算量较小,渐消因子的作用位置以及求解公式均不同于原始的强跟踪滤波器。给出了该算法的流程和渐消因子的求解方法,证明了该算法满足强跟踪滤波器的充分条件,并分析了其渐消因子的作用机理。进行了捷联惯性导航系统（SINS）大方位失准角初始对准仿真,结果验证了所提强跟踪UKF算法的正确性和有效性。     

过冷大水滴飞溅特性数值分析

针对过冷大水滴（SLD）撞击结冰表面的飞溅现象,开发了基于欧拉法的二维算法程序,该程序将LEWICE飞溅模型和FENSAP飞溅模型耦合到水滴流场控制方程中进行求解,实现了对SLD撞击特性的准定常计算。根据水滴飞溅模型中对于飞溅生成子水滴质量和速度等信息的定义,通过定义控制方程中的源项,将其耦合到控制方程的求解中,进而研究水滴飞溅效应对于撞击特性的影响。研究发现,由于水滴的飞溅作用,导致翼型壁面附近的液态水含量（LWC）分布发生变化;通过对上述两种典型的SLD飞溅模型进行计算分析,发现了SLD撞击特性的一些共性和不同,并揭示了SLD撞击效应的一般特点。     

基于格子Boltzmann方法的方通道湍流的大涡模拟

基于格子Boltzmann方程的大涡模拟方法,对以摩擦速度、方通道水利直径为特征尺度,雷诺数为300的直方通道内湍流流动进行数值计算.利用多松弛时间格子Boltzmann方法来模拟流场的流动,切应力改善亚格子应力模型来模化滤波后的非封闭项.将模化后的亚格子应力与格子Boltzmann方法中的松弛时间相关联,使得松弛时间当地化,从而能够准确地模拟湍流.对湍流的平均流向速度、平均二次流速度以表征湍流强度的均方根速度以及不同截面流向瞬时涡做了计算和评估.计算结果与直接数值模拟、实验数据相吻合,证明了格子Boltzmann方法在计算通道湍流中的精度.