防空导弹翼面弹性支承边界参数识别

利用系统可测自由度上获得的不完全模态来识别尾翼的边界支承参数。直接由特征方程出发求解边界的未知位移和内力，借此计算边界动刚度，同时对带有一定误差的已知试验模态进行叠代修正，然后通过最小二乘法求解边界的支承刚度和附加质量。本文方法简捷。精度和效率都较高。在防空导弹及其他相关领域都有一定的应用价值。     

基于三维高分辨率CFD解法的气动优化研究

采用以高分辨率MUSCL格式为核心的三维CFD解法,与自动化网格生成技术等结合,构建了适用于各类亚、超音速气动优化问题的气动造型数值优化系统。分析表明,遗传算法对采用三维高分辨率CFD解法的优化来说工作量太大;通过多激波系超音速进气道优化设计和跨音速翼型阻力最小化的比较显示,基于目标函数梯度的F1etcher-Reeves法的优化速度比不使用梯度信息的Powell法快了近一倍。研究表明．梯度法是相对更适合气动优化系统的非线性优化方法。本文使用梯度法成功地对三维跨音速机翼进行了优化设计,获得了升阻比明显高于原始超临界机翼的设计方案。     

一种新型垂尾抖振抑制方法实验研究

现代高性能三角翼/双垂尾布局战斗机的垂尾结构普遍受到严重的非定常抖振载荷的困扰。根据自诱导理论提出了一种新型的垂尾抖振抑制方法,利用机头处的静态或振动式硬质鼓包,使三角翼前缘涡涡核弯曲、扭转,从而改变前缘涡的轨迹,延缓涡的破裂,减弱前缘涡破裂尾迹在垂尾周围流场处的脉动强度,以达到抑制垂尾抖振的目的。在西北工业大学低湍流度风洞实验室进行了风洞实验,实验所用模型为一个铝制的全机模型,该模型由一个70°大后掠的三角翼,以及两个31°后掠的垂尾组成。风洞内实验段的风速为10m/s 以及20m/s,迎角范围为20°~50°。实验目的是测量机头处的静态或振动式球形鼓包对垂尾抖振的抑制效果。在尾翼根部两侧粘贴有半桥连接的应变片,用以测量尾翼根部的应变,以此应变作为尾翼抖振强度的衡量标准。实验结果表明,不论是静态的还是振动式的鼓包都不同程度地减缓垂尾的抖振响应,振动式鼓包对垂尾的抖振抑制效果与鼓包的振动频率有关。某一侧的鼓包仅对该侧的垂尾抖振有抑制效果,它不影响另一侧垂尾的抖振响应。频谱分析的结果表明,鼓包在抑制垂尾抖振的同时并没有改变垂尾振动的主频。     

飞翼布局无人机进排气影响及机理分析

进气道尾喷管的存在不仅影响着飞机机身前后的流场特性与压力分布,而且影响着飞机升力特性、阻力特性以及力矩特性.为了研究进排气效应对飞机气动特性的影响,采用计算流体力学(CFD)数值模拟技术,建立飞翼布局无人机(UAV)堵锥整流模型和动力影响模型,其中动力影响模型是根据发动机不同的工作状态,在进气道以及尾喷管截面上设置不同的边界条件,对比分析这两种计算模型在流场特征和气动特性上的差异性,揭示内在的影响机理.进排气效应的研究有助于飞机/发动机的一体化气动综合设计.      

尖顶襟翼对70°三角翼前缘涡破裂的影响

为了提高大迎角下三角翼的机动性,在北航0.6m×0.6m×4.0m水槽中对后掠角Λ为70°的三角翼模型进行流动显示实验来研究尖顶襟翼对三角翼前缘涡破裂的影响。迎角α范围为30°～50°,弯折位置为30%c,向下弯折角B为0°～30°。试验结果表明:低头的尖顶襟翼对延迟三角翼前缘涡的破裂有显著效果,且弯折位置在涡破裂点附近时,推迟涡破裂的效果较好。迎角α≤40°时,存在一个推迟前缘涡破裂最有效的弯折角度。对于迎角α=40°,当弯折角度B=20°时效果最佳,可使前缘涡涡破裂点位置推迟33%～35%c。     

半模机翼振动对气动性能影响的风洞试验研究

为了验证翼型振动测压试验结果和有关振动数值模拟文献的计算结果,设计完成了对称翼型NA-CA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼的低速风洞振动试验.通过专门研制的半模振动模型,选取5种激振方式,用直接测力法得到了模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,分别研究了振动频率、雷诺数、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性的影响.试验结果表明:半模机翼振动的气动特性与二元翼型和数值计算情况有所不同,其影响因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等会产生不同效果.并对产生原因进行初步探讨.     

来流局部干扰对三角翼气动特性的影响

通过在三角翼上游加入干扰圆柱的风洞实验方法,研究了来流干扰对微小型飞行器MAV(Micro Air Vehicle)气动特性的影响.结果表明,在刚性和弹性三角翼顶点上游加入圆柱干扰时,两者均出现缓失速,刚性翼产生缓失速与干扰圆柱尾流关系密切,弹性翼的缓失速不仅与此有关,还与弹性翼的振动有关.无干扰或在机翼顶点加入干扰时,在攻角为4°~18°内弹性翼的升力系数比刚性翼的要大,但升阻比相对要小.由于弹性翼的振动与机翼绕流结构、气动力之间的耦合,弹性翼顶点与翼尖振动的主频随着攻角增大呈规律性的变化,失速攻角附近翼尖的振动主频是其涡脱落频率.      

旋翼/机翼转换式高速直升机RD15方案设计

首先对目前各种类型的高速直升机方案和提高前飞速度的新技术进行了综合比较和分析,在此基础上提出了一种旋翼/机翼转换式高速方案。然后,设计了高速直升机RD15的总体方案和直升机/飞机模式的转换过程。在该方案中,升力系统由盘翼和可收缩的桨叶组成;悬停和低速前飞时的控制采用单片桨叶控制技术;尾部采用矢量推力的涵道螺桨,不仅在悬停时提供方向控制,而且在飞机模式时提供高速前飞的推力和多种控制。最后,对此方案旋翼系统的气动特性和关键技术——直升机/飞机模式转换过程中盘翼的仰角、桨叶的长度、转速以及桨距等参数的变化进行了理论和试验研究,并建立了盘翼/旋翼系统的气动计算模型。计算和试验表明,该方案在直升机/飞机模式相互转化过程中升力、功率和操纵的改变能够实现平滑连续地过渡并保证操稳性。     

弹性与后掠角对三角翼绕流结构的影响

为了研究低雷诺数下微小型飞行器布局的流动机理,在水槽中对展长/根弦长之比为0.5的一系列变弹性和后掠角机翼的绕流结构进行了氢气泡流动显示实验.结果表明,在低雷诺数条件下,流动结构变化规律如下:随着后掠角增大,弹性翼绕流遵循\"Ω涡一对前缘涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡、双涡与三涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡\"的变化规律,刚性翼绕流的涡结构变化规律与弹性翼相似,但不存在三涡结构.