水陆两栖飞机内吹式襟翼优化设计

为改善某型水陆两栖飞机的起降性能,提高其抗浪能力,需设计高性能吹气襟翼以满足其性能要求。本文在国内外已有的吹气襟翼研究基础上,结合飞机气动综合优化设计框架及计算流体力学(CFD)的优势,以设计出高气动效率及工程实用性的内吹式襟翼方案作为设计目标,对内吹式襟翼的基本形式、吹气缝道位置及喷缝参数等进行综合优化设计,最终通过风洞试验来验证优化设计方案的有效性。从分析及验证结果来看,通过本优化设计方法所设计的内吹式襟翼,能在使用相同吹气动量系数的条件下,明显推迟襟翼上的气流分离,实现最大升力系数20%左右的提升,显著提升了内吹式襟翼的气动效率,为进一步实现内吹式襟翼的工程应用奠定了基础。     

一种高效率的桨叶载荷标定方法

在桨叶的载荷测量和疲劳试验之前,都要对桨叶进行载荷标定。确定桨叶的挥舞面或摆振面是载荷标定的重要内容,本文介绍的就是一种快速确定桨叶挥舞面和摆振面的方法。     

机动襟翼控制规律的设计及飞机动态特性研究

飞机机动襟翼的控制规律~般是通过大量的风洞实验确定的。本文尝试用线性理论和辨识技术给出~个简单的理论设计方法,把襟翼偏角设计成迎角和马赫数的函数,所用数据是所有襟翼偏角对应的升、阻值,无需找出最小阻力包线,从而减少了计算或实验次数。文中用该方法对某型机的机动襟翼控制规律进行了设计,结果表明,该规律的襟翼偏角与实验有利值基本吻合。同时,仿真计算表明飞机的操、稳特性符合军用规范。因此这~方法对飞机设计中确定襟翼控制规律有~定的实际意义。     

翼身融合布局民机克鲁格襟翼设计

翼身融合（BWB）布局是"绿色航空"发展目标的下一代大型民用飞机的理想布局。由于高度融合的外形特点,BWB布局难以通过应用传统增升装置实现低速增升与配平的协调设计。本文采用开缝钝头克鲁格襟翼提高BWB布局低速失速特性。首先,构建了克鲁格襟翼二维参数化方法,该方法符合克鲁格襟翼运动机构特点,可准确描述几何外形与缝道配置。其次,开展克鲁格襟翼几何参数与偏转角度的影响规律研究,分析流动形态与增升机理,提出设计原则。综合考虑外形、运动机构与遮蔽效应等设计约束,以提高增升能力为目标,开展前缘开缝克鲁格襟翼优化设计。优化设计结果满足设计约束,数值分析表明其增升能力比初始外形与经典缝翼均有明显提高。最终,采用前缘开缝克鲁格襟翼与后缘简单襟翼构建BWB增升构型,数值模拟与风洞试验结果表明,增升方案能够实现升力系数要求,降低了对配平能力的需求,减小了增升装置和高升力配平设计压力。提出的克鲁格襟翼设计方法不仅适用于BWB布局,也为传统布局民机增升装置设计提供了技术支持。     

某型飞机襟翼液压电磁阀故障分析

针对某型飞机襟翼液压电磁阀故障,通过对襟翼液压电磁阀的构造和工作原理等进行分析,研究襟翼液压电磁阀故障产生的原因,对襟翼液压电磁阀的修理制定相应措施,避免故障再次发生.     

基于优化算法的倾转旋翼准定常气动模型

取消了传统直升机旋翼准定常气动模型中对飞行工况和桨叶形状的诸多假设和限制,建立了适合倾转旋翼特殊桨叶形状、桨毂构造以及飞行工况的准定常气动模型.桨叶气动载荷计算基于叶素理论进行数值积分,旋翼挥舞系数通过序列二次规划算法(SQP)进行数值优化求解,诱导速度分布采用Pitt-Peters动态入流模型的稳态形式.利用该方法计算了XV-15倾转旋翼机的旋翼在不同工况下的气动性能以及挥舞系数.计算结果与风洞实验数据吻合良好,误差在8%以内且计算效率高,单一工况求解耗时在5min以内,该方法可用于倾转旋翼机总体设计阶段的性能分析或建立其飞行动力学模型.      

无轴承旋翼挥舞角与摆振角的测量方法与应用

在分析国内外资料的基础上,提出了一种在国内现有条件下可行且满足精度要求的无轴承旋翼挥舞角、摆振角的试验测量方法.其要点为先利用激光方法测得的无轴承旋翼静态位移-载荷关系得到角度-载荷关系,结合应变方法测得的无轴承旋翼旋转状态下的载荷,最终通过转换得到无轴承旋翼旋转状态下挥舞角、摆振角.基于CAMRADII软件的计算分析与试验结果具有良好的相关性,这表明该方法可行且具有较高的准确度.     

用于电控旋翼气弹分析的带襟翼翼型气动力模型

为满足电控旋翼的气弹分析需要,给出了带襟翼翼型的综合时域非定常气动力模型,该模型可以计及襟翼移轴补偿的影响.之后通过与静态、动态风洞吹风数据的比较,验证了该模型的准确性.相关分析表明该模型在翼型未发生失速前具有良好的静、动态气动力预测能力.     

大型运输机动力增升喷流效应数值模拟

参照C-17运输机发动机安装位置,考虑内、外涵道分开排气,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型以及相应的巡航构型.采用结构化多块网格技术,基于雷诺平均Navier-Stokes方法,分别对全机增升构型和单独发动机动力喷流进行数值模拟验证,在此基础上对外吹式襟翼动力喷流效应展开研究.对于低速动力增升构型,发动机喷流大部分直接冲刷襟翼下表面而后向下偏转,部分高速气流经襟翼缝道引射并加速后吹向襟翼上表面,两部分气流在襟翼后缘汇合并向下游延伸,喷流冲刷襟翼时存在明显展向横流特征.在动力喷流影响下,不仅襟翼环量大幅增加,缝翼和主翼上的环量也均有所增加,全机可用升力系数和最大升力系数均突破了机械式增升装置的极限,达到4.0以上.同时,全机低头力矩大幅增加,为纵向配平带来额外的压力.对于相应的高速巡航构型,发动机喷流主要影响机翼下表面的压力分布,使得全机升力减小,阻力明显增大.动力增升构型在基本翼设计过程中应充分考虑喷流的影响.