格栅反射器型面的主动控制

为了提高天线反射器的型面精度,以锆钛酸铅压电陶瓷（PZT）驱动的主控格栅反射器为研究对象,对该结构的力学建模方法和形状控制方法进行了研究。首先,建立了格栅反射器、PZT压电作动器一体化有限元模型。然后,采用影响系数矩阵法,以均方根误差最小为目标建立反射器型面主动控制优化模型,并通过最小二乘法求解作动器的最优控制律。最后,搭建了格栅反射器主动控制实验系统,以旋转抛物面为目标型面进行实验研究。实验结果表明,经主动控制后反射器型面精度提高了将近50%,且与仿真结果吻合较好,验证了一体化有限元建模方法的准确性和控制方法的有效性。     

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。     

下单翼飞机主起落架舱补强结构设计与分析

主起落架舱(以下简称主起舱)位于主起落架所在的机身腹部翼身开口处,该区域连接结构复杂,是飞机外部载荷、应力集中、疲劳问题最为严重的区域,是机身载荷传递实现平衡的必经区域。主起舱的补强与一般机身开口补强不同,一方面要能够有效缓解开口应力集中,另一方面要参与外翼、主起落架与机身之间的传力以降低周围结构应力。补强结构设计的好坏直接影响翼身传力和主承力结构设计,通过主起舱补强结构进行力学和有限元对比,分析说明下单翼飞机主起舱补强方案。     

波音737NG飞机大翼扭力管改装后涡流检测

由于波音737NG飞机大翼后缘内侧襟翼的主扭力管上松动的紧固件会损伤扭力管和滑架,并有可能导致飞机失去后缘襟翼,因此对该扭力管进行改装。本文重点介绍改装中扩孔后对孔周围和孔内壁进行高频涡流检测的实施方法。     

窄条翼布局导弹摇滚特性及流动机理

钝头体窄条翼布局导弹在大攻角下拥有极为优异的纵向气动特性,但横向容易失稳,做快速机动时容易诱发非指令的横向不稳定运动。通过开展高速风洞自由摇滚试验和数值模拟,研究了窄条翼导弹自由摇滚特性和流动机理,试验与计算吻合较好。研究发现:较大迎角时,窄条翼面积中心距离尾舵前缘根部5~6倍直径时,模型会进入极限环摇滚,窄条翼位置对模型稳定性有显著的影响,去掉窄条翼或尾舵时,模型均不会进入摇滚;模型空间流场特性表明,气流经过窄条翼时形成的片涡,对背风舵产生强烈的干扰,抑制了尾舵涡的形成和发展,使背风舵动态失稳,导致模型进入极限环摇滚。     

基于自适应混合网格的脱体涡模拟

基于混合网格和CGNS（CFD General Notation System）数据结构,建立了一种各向同性加密/稀疏的网格自适应方法。在悬空点的后处理中,让含有悬空点的单元转化为任意多面体,从而简化了自适应单元剖分模版,同时自适应网格单元之间可完全相容,自适应生成的网格能够直接用于可处理任意多面体的流场求解器。将该自适应方法与脱体涡模拟（DES）算法相结合,开展了65°后掠三角翼大迎角流动的数值模拟应用,并与初始网格的模拟结果进行了详细比较。对比表明：采用网格自适应方法适当增加局部网格量,能够以较小的成本迅速提高三角翼背风区的空间分辨率,增强数值模拟对小尺度涡系结构的解析能力,从而弥补了基于混合网格的脱体涡模拟中常用二阶格式计算的空间分辨率相对偏低、不利于湍流多尺度结构精细模拟的不足。     

A new non-linear vortex lattice method:Applications to wing aerodynamic optimizations

This paper presents a new non-linear formulation of the classical Vortex Lattice Method (VLM) approach for calculating the aerodynamic properties of lifting surfaces. The method accounts for the effects of viscosity, and due to its low computational cost, it represents a very good tool to perform rapid and accurate wing design and optimization procedures. The mathematical model is constructed by using two-dimensional viscous analyses of the wing span-wise sections, according to strip theory, and then coupling the strip viscous forces with the forces generated by the vortex rings distributed on the wing camber surface, calculated with a fully three-dimensional vortex lifting law. The numerical results obtained with the proposed method are validated with experimental data and show good agreement in predicting both the lift and pitching moment, as well as in predicting the wing drag. The method is applied to modifying the wing of an Unmanned Aerial System to increase its aerodynamic efficiency and to calculate the drag reductions obtained by an upper surface morphing technique for an adaptable regional aircraft wing.     

旋转机翼飞机旋翼模式前飞状态干扰气动特性

和传统直升机相比,旋转机翼（CRW）飞机在旋翼模式前飞时各部件之间存在更为严重的气动干扰。为了获得旋转机翼/机身/鸭翼/平尾之间的非定常气动干扰规律,基于运动嵌套网格技术,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程,建立了旋翼前飞流场数值模拟方法。首先对传统直升机旋翼/机身干扰模型进行了计算,验证了方法的可靠性,然后对某旋转机翼飞机全机在旋翼模式前飞状态下的非定常流场进行了数值模拟,并对各个气动部件上的非定常气动力和力矩的变化进行了分析。结果表明：飞机在旋翼模式前飞时,机身部件对旋转机翼的干扰较弱,在经过机身上方时拉力峰值仅略有增加;旋转机翼对鸭翼和垂尾干扰较弱,对机身和平尾干扰较强,随着前飞速度增大,旋转机翼对平尾的干扰会产生较大的升力损失和抬头力矩,需要引起重视。计算结果为该类飞行器的总体综合设计提供了参考。     

一种带前缘襟翼或缝翼的机翼的跨声速试验

本文叙述了一种典型的带前缘襟翼或缝翼的切尖三角机翼,在跨超声速风洞中,进行跨声速测压、测力试验研究的情况。给出部分带有前缘襟翼的机翼压力分布曲线及有副翼偏角的测力试验曲线。从机翼压力分布的积分与测力试验结果看到,两者很接近,其结果均符合线性理论及跨声速波动规律。     

40°后掠角三角翼不同前缘形状对其气动特性影响的实验研究

通过风洞测力实验,研究了40°后掠角不同前缘形状对三角翼气动特性的影响。实验结果表明:前缘背风面倒角机翼的升阻比最大,而前缘迎风面倒角机翼的升阻比最小。相同前缘形状倒角机翼,其倒角值的变化对三角翼升力特性的影响不大。小迎角下,前缘迎风面倒角机翼的升力系数略高于其余不同前缘形状的三角翼。