飞机飞行载荷测量载荷方程的优选

介绍用应变计方法测量飞机飞行载荷的载荷方程,应用方差分析和下检验技术进行优选,逐次剔除无应电桥和多余电桥,经自动计算,得到仅会对某种载荷有显著贡献的少量电桥的最优载荷方程,供飞行试验测量飞机飞行载荷使用。算例结果表明,此方法获得最优载荷方程有效。     

用于风洞实验的磁悬挂技术研究

30mm×30mm五分力磁悬挂天平由电磁铁组、电磁感应式位置传感器、磁悬挂控制器、气动力测量系统等部分构成。在80m/s低速风洞中进行了吹风试验的主要结果,包括电磁铁设计理论与结构形状、传感器工作原理与数学模型、控制补偿律和工程实现中的一些技术问题。     

热化学非平衡喷管流场的数值研究

从非定常的基本方程出发,采用时间相关法,利用时间预处理的ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式对空气为实验气体的７组元热化学非平衡一维喷管流场进行了数值计算,并分析了热化学非平衡对流场的影响。结果表明,对于一些实际应用的喷管条件,热化学非平衡具有较为显著的影响。     

高精度差分求解气动方程的几个问题

本文探讨了发展高精度格式的必要性，研究了高精度格式与网格以及熵增条件的关系，并发展一种半离散化的空间为三阶精度的格式。从此半离散化的格式出发，可建立多步显式格式及隐式格式。模型问题的计算表明，该三阶精度的格式具有好的精度，且激波附近基本上没有波动。     

高超声速一体化飞行器冷流状态气动特性研究

采用数值模拟和风洞实验方法.对高超声速一体化飞行器缩比模型在发动机关闭以及发动机通流状态下的气动特性进行研究.实验中采用彩色纹影系统对缩比模型飞行器的超声速流场进行显示,并通过六分量应力天平测得了全机的升力、阻力和俯仰力矩,数值模拟气动力系数以及流场特征与实验结果吻合较好,同时分析了飞行器保持静稳定状态下的质心选择范围.结果表明进气道开启之后飞行器升力阻力以及抬头力矩显著下降,但此飞行器配平迎角仍较大.该实验结果验证了数值方法的可靠性并为飞行器构型设计提供了参考数据.     

异型喷口的多维偏转S弯喷管设计方法

高气动性能、复杂构型的多维偏转S弯喷管气动型面设计是翼身融合布局隐身飞机的关键技术之一。通过改进Lee曲线方法和多参数耦合法,提出了一种异型喷口的多维偏转S弯喷管设计方法,实现了带矢量角的多维偏转S形中心线设计和圆形进口至异型喷口的截面过渡,可用于常规及空间受限布局下的多维偏转、带矢量角、非对称异型喷口、单/双发布局等多种类型的S弯喷管气动型面设计。基于数值模拟方法和小型涡喷发动机整机实验验证了提出的设计方法,结果表明：基于空间受限布局设计的超紧凑S弯喷管,在临界工况下,流量系数达到0.982,推力系数达到0.989,在超临界工况下,流量系数不小于0.984,推力系数不小于0.992;基于空间受限布局设计的多维偏转S弯喷管,在临界工况下,流量系数达到0.980,推力系数达到0.986,在超临界工况下,流量系数不小于0.981,推力系数不小于0.990;基于双发布局设计的双发S弯喷管,安装发动机后总推力相比原装喷管降低不大于4.58%,具有较好的气动性能。     

电动垂直起降飞行器的技术现状与发展

电池、电机技术的进步和分布式电推进系统的应用极大促进了电动垂直起降飞行器的发展。本文概述了不同电动垂直起降飞行器构型优缺点及适用场景,并从性能、经济性等方面对电动垂直起降飞行器与常规燃油飞行器进行了全面对比。在噪声特性方面,电动垂直起降飞行器旋翼间、旋翼-机翼等干扰噪声更为突出,而低桨尖速度、大实度的电推进旋翼系统极大降低了全机噪声水平（噪声降低约15 dB）。在能源方面,锂离子电池是当前和未来电动垂直起降飞行器的主要能源;先进的电池材料体系、电池-机体结构一体化设计及优良的电池管理系统是未来提升全机能量密度和能源安全的有效方式。电动垂直起降飞行器冗余操纵特点增加了飞控系统设计难度,但同时也能够提高全机安全性;故障重构与协同控制是飞控系统设计面临的新课题。电动垂直起降飞行器不仅构型种类丰富且具有高压电动力、电推进、电传飞控、电作动等新颖设计特征,当前缺少试飞数据的情况下,基于系统的工程方法是开展其安全性设计的主要方法。     

流场波系引导的三维消波翼优化设计方法

为提升高超声速飞行器的升阻比,一种重要设计思想是让飞行器各组件的激波、膨胀波产生有利的相互作用,获得增升、减阻的效果。基于上述设计思想的高升阻比构型通常根据无黏二维/轴对称流场的激波-膨胀波关系设计。由于三维效应与空气黏性的影响,其实际性能相比理想设计性能往往存在较明显的退化。针对上述问题,提出流场波系引导的优化设计方法。不同于以气动性能指标为目标的传统优化方法,该方法以设计流场的波系形态为目标引导几何参数的优化方向。设计方法在一种主翼、上翼产生有利干扰的三维消波翼的设计中得到应用验证。通过将优化构型的流场、气动性能与根据二维无黏方法设计的初始构型对比,证明了优化设计方法的有效性。通过与菱形翼对比,验证了消波翼在设计工况下相比于常规构型的升阻比优势。     

类Clipper再入返回飞行器气动特性分析

针对类Clipper再入返回飞行器的气动特性,采用近似反设计的方法,在飞行器外包络等约束条件下,通过形状控制函数,计算出类Clipper飞船的气动外形。基于计算流体动力学(CFD)数值模拟方法,研究分析类Clipper再入返回飞行器在不同高度、不同马赫数和不同攻角下的全空域/速域气动特性变化规律,并结合不同飞行状态下的压心位置探讨飞行器的稳定性。结果表明:类Clipper再入返回飞行器在不同飞行状态下能够具有良好的气动特性,最大升阻比可达1.1以上,属于中等升阻比再入,总体呈现出良好的静稳定性,可在未来作为具有可重复使用再入返回飞行器的方案之一。     

基于代理模型全局优化的自适应参数化方法

对于翼型气动隐身设计问题,设计变量的配置对设计结果影响很大,而简单地增加设计变量不能保证得到理想的结果。提出一种适用于代理模型全局优化的自适应参数化方法：利用全局敏感性分析方法——基本效应法,得到设计空间关于目标函数的敏感区域信息,并以此为根据增加设计变量;利用节点插入算法将低维样本在高维空间内进行重构,避免了重新取样的工作量。相对于传统固定设计空间维度方法,自适应参数化方法在设计空间的敏感区域扩展维度,能够更加精准地描述外形并反映目标的变化趋势。通过飞翼布局翼型的气动隐身优化算例,证实自适应参数化方法可以大幅提高优化设计质量和效率。