基于N-S方程的地面效应数值模拟研究

研究了二维翼型在两种不同地面条件-移动地面和固定地面条件下的地面效应及流动特性问题。其中流场分析采用了不可压缩RANS方程,湍流模型采用Spalart-Allmaras一方程湍流模型。通过对NACA4412翼型在两种不同的地面条件及不同迎角和不同地面高度情况下的绕流计算,结果表明,在两种不同的地面条件下,升力及力矩的差别较小,而固定地面条件的阻力略小于移动地面条件下的阻力。     

三维翼跨音速守恒型全位势流高效差分算法的应用

本文对跨音速守恒型全位势流,用Holst的高效有限差分算法,研制出分析三维翼跨音速流的实用程序。与Holst的TWING程序不同,本文用快速保角转绘生成二维正交O型贴体坐标网格,并以此为基础构造三维贴体坐标网格,因而节省网格生成的机时。本文不仅将方法用到有中等后掠的厚翼,还提供大后掠大根梢比薄翼的计算经验。对根梢比很大,前后缘后掠角相差非常大的机翼,指出本算法的困难,并分析了困难原因。     

细长三角翼的摇滚特性

本文对后掠角为80°的尖前缘平板三角翼的翼摇滚特性进行了实验研究,并与附加前体、立尾等不同布局的翼摇滚特性进行了比较。     

超临界层流机翼边界层及气动特性分析

高空长航时无人机设计巡航状态的雷诺数较小,黏性边界层对气动特性的影响较大。详细分析了雷诺数对机翼边界层和气动力的影响,用数值方法对超临界层流机翼三维层流-转捩-湍流混合边界层特性进行了研究,分析比较了高空小雷诺数和中空大雷诺数情况下机翼三维边界层的特性,尤其是边界层转捩点位置、表面摩阻和气动特性的雷诺数效应。研究表明雷诺数对于高空无人机机翼边界层厚度、摩擦阻力和升阻比影响较大;对层流机翼的转捩点位置和升力系数影响较小;自然层流机翼技术可以应用于高空无人机设计。     

尖顶襟翼对70°三角翼气动力影响的实验研究

在水洞实验的基础上 ,进一步通过风洞实验研究了尖顶襟翼对 70°三角翼气动特性的影响。实验迎角为 2 0°～ 50°,弯折位置为 30 %c,向下弯折角B为 0°～ 30°。实验结果表明 :尖顶襟翼向下弯折可以推后失速迎角约 5°;在失速迎角后 ,尖顶襟翼对升力系数的提高有明显的效果 ,而对阻力系数的影响不大 ;另外 ,低头的尖顶襟翼可以减弱三角翼的滚转力矩。     

用非线性涡粘性模式计算三维湍流边界层

针对非线性涡粘性模式在求解三维湍流边界层流动时的不足，本文从压力－变形率关联项中的快速项出发，考虑流动非均匀影响，在显式代数应力模式的雷诺应力表达式中引入了反映雷诺应力“松驰”效应的速度二阶导数项，构造了一个新的非线性涡粘性模式。通过对典型算例－翼体角隔流动的计算结果表明，新模式能较好地再现出三维湍流边界层内雷诺切应力方向的发展滞后于速度梯度方向发展这一流动特性。     

民用飞机吊挂应急断离设计研究

应急断离设计是民用飞机吊挂设计的关键技术之一,从收集到的相关机型应急着陆事故论述吊挂应急断离设计的结构设计要求,分析波音公司和麦道公司的典型机型吊挂设计方案,提出了我国大型民用飞机吊挂应急断离设计方案的建议。     

超薄翼型上液压系统布置的设计分析

超薄翼型飞机后梁空间狭小,无法为液压管路系统提供足够的空间。分别从液压系统泄漏、液压油介质的腐蚀性、穿燃油箱的密封性、对燃油箱温度的影响以及对液压能源系统本身的影响等设计问题进行分析,提出了将部分液压管路布置在燃油箱内的方案。试验证明此设计方案能满足系统要求和适航要求。     

基于PD控制的仿昆虫扑翼样机研制

仿昆虫微型扑翼飞行器（FW-MAN）可以模仿昆虫悬停、垂直起飞以及侧飞等飞行姿态,从而适应复杂多障碍环境,具有广阔的应用前景。成功设计研制了一款重23.8 g,翼展18 cm,扑动幅值180°,扑动频率可达22 Hz的可垂直起飞的仿昆虫微型扑翼飞行器。采用曲柄摇杆与滑轮的组合机构作为样机扑动机构以解决原有样机扑动方案存在高摩擦及结构复杂等问题,样机翅翼设计为具有扭转角度的柔性翅翼从而使样机具有更高的气动效率。考虑到现有的姿态调节机制存在增加机构复杂度问题,基于翅翼扭转的姿态调节机制,设计了相应的控制调节机构,并搭建了样机气动力测量平台和姿态调节平台。气动升力与姿态力矩测量结果表明,样机翅翼可提供足够升力,姿态调节机制具有可行性。在此基础上,选取PD （Proportional Differential）控制律作为样机控制方式,为解决参数调定耗时及直接试飞样机不易观察控制效果问题,基于姿态调节平台获取了初始控制参数,然后对样机进行了多次试飞实验,并多次调定参数,最终实现了样机稳定垂直起飞。