低阻高隐身前缘布局特性研究

在高隐身布局设计研究中,为追求隐身特性,往往会损失部分气动效率。为更好地兼顾隐身特性和气动特性,通过对融合式布局的前缘进行修型,提出一种低阻高隐身前缘布局。对三种不同机身布局进行雷达散射特性和气动特性建模计算,得出修型后布局雷达散射截面降低,且波峰波瓣很窄,同时在气动上提高了升阻比,减小了配平损失,从而较大地提高了气动效率。     

前缘钝化和化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道特性的影响

为了探究前缘钝化、化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道的工作性能及出口温度边界层分布的影响,采用热完全气体、化学非平衡气体两种模型对不同顶板、唇口前缘钝化半径下斜爆震发动机进气道进行数值模拟,结果表明：相比基准进气道,钝化后进气道上壁面温度边界层厚度较大,下壁面温度边界层厚度较小;在化学非平衡气体模型下,顶板前缘钝化半径(R1)>2mm时进气道的顶板附近和分离区内离解反应较为明显,唇口前缘钝化半径(R2)>2mm时进气道的唇罩、唇口板附近离解反应较为明显;当钝化半径≥4mm时,两种气体模型下进气道出口总压恢复系数和静温的相对变化量绝对值大于0.5%,有必要考虑化学非平衡气体效应对进气道出口性能的影响。     

扭叶片型面在线检测的研究

以汽轮机700mm扭叶片为对象,在XK5040数控机床上,进行了型面误差在线检测的研究。     

飞机外形件三角网格模型光滑B样条曲面重建

综合考虑曲面重建时的拟合精度、曲面片拼接处的连续性和曲面的光顺性等因素,以三角网格模型的双三次B样条曲面重建为例,研究了飞机外形件三角网格模型的分片光滑B样条曲面重建方法。该方法首先采用最小二乘法逼近散乱数据,初步获得分片B样条曲面;然后将光顺准则加权到最小二乘函数中调节曲面光顺程度;最后运用罚函数法保证曲面片边界近似G1连续。将该方法应用于飞机外形件实测数据的曲面重建,误差分析结果验证了方法的有效性。     

微型飞行器低雷诺数流场显示试验研究

在南航非定常风洞内,对一盘状微型飞行器的气动特性进行了测力和流场显示实验,给出了不同迎角下微型飞行器的空间流场显示结果.研究表明:随着迎角的增加,在机翼上表面开始形成前缘分离涡,并且前缘涡的尺度和强度不断增加.迎角继续增大,前缘涡首先在后缘开始破裂,并不断前移,最终导致微型飞行器的失速.模型上前缘分离涡的形成、发展和破裂是导致盘状微型飞行器气动力特性产生变化的根本原因.     

基于有限元网格变形的飞机外形曲面修改

根据变形后的有限元模型修改原始的飞机外形,从而自动得到变形以后的产品模型.考虑到有限元网格与原始曲面之间的误差及细小特征上的差别,本文采用两种方法来重新生成产品的曲面:(1)通过有限元网格节点的变形直接修改原始曲面,(2)考虑原始曲面与初始有限元模型的误差直接对变形后的有限元网格进行曲面的重构.实例表明重构以后的模型具有良好的外形,能有效地恢复有限元网格中忽略掉的特征,同时曲面之间的拓扑结构能够与原始模型保持一致.     

飞机概念设计中的外形参数化模型的研究

在现代CAD造型技术的支持下．飞机外形的参数化模型可以成为飞机概念设计中总体布局、方案比较、外形设计和总体参数优化设计的重要工具。本文结合NURBS的造型功能和解析函数曲线易于控制的特点，采用外形的控制方程和实体的具体表示各自独立的方法。在ACIS几何造型平台上建立了一套飞机外形的参数化设计模型。本文研究的参数化模型可以把原来飞机外形复杂的画图过程转化为飞机外形的自动化设计过程，从而提高飞机外形设计的可设计性和可计算性。在文中还深入研究了飞机外形的参数化模型在飞机概念设计中的作用和意义。分析了模型在飞机概念设计过程中的数据传递过程，说明本文研究的参数化模型可以进一步促进飞机概念设计中多学科优化设计方法的应用。     

前缘缝翼构型平尾直升机气动特性分析

使用数值模拟方法研究了前缘缝翼翼型气动特性,并将该前缘缝翼翼型应用于直升机平尾,分析了该直升机全机气动特性,最后通过风洞试验对数值模拟结果进行验证。结果表明,前缘缝翼构型平尾能有效改善直升机的纵向静稳定性。     

带气膜冷却结构的高超声速平板不同前缘形状下表面传热特性研究

当带红外成像制导系统的飞行器在稠密大气层内做高超声速飞行时,必须采取主动冷却方式防止严重气动加热造成的窗口材料热畸变以及复杂流场造成的气动光学畸变。本文根据成像窗口周围流动具有受高超声速钝头体绕流和气膜冷却结构(即背面为空腔的超声速后台阶)共同作用的特点,在 KD-01高超声速炮风洞中开展了带气膜冷却结构的高超声速平板在不同前缘形状下表面传热特性的试验研究,测量了 Ma8来流条件下喷缝下游表面传热系数,试验获得了2种前缘形状的带气膜冷却结构的高超声速平板喷缝周围瞬态流场 NPLS 图像。通过分析试验数据,得出以下结论:对于带气膜冷却结构(气膜不工作状态)的高超声速平板,模型前缘的形状对喷缝下游区域的表面热流整体分布有明显影响,在钝前缘情形下,表面热流分布接近相同前缘形状的平板边界层为层流状态时的表面热流分布;在尖前缘情形下,表面热流分布则表现出从层流边界层状态向充分发展湍流边界层状态变化的特性;喷缝下游分离和再附区表面传热特性和超声速后台阶流动类似,取决于喷缝上缘处边界层相对厚度。     

民用飞机前缘缝翼气动力特性SCCH试验研究

针对民用飞机增升装置对机翼气动力特性的影响,在南京航空航天大学NH-2低速风洞开展了某型号客机等弦长后掠半模(Swept constant chord half-model,SCCH)增升装置测力风洞试验研究。试验来流马赫数为0.2,基于机翼弦长的试验雷诺数为1.85×106。通过试验结果,重点分析了前缘缝翼的偏角、缝道宽度及缝道搭接量对机翼增升装置增升效率的影响,得到了起飞构型和着陆构型缝翼偏角及缝道的最佳组合参数。试验研究发现,缝翼偏角从18°增加到24°时,失速迎角和最大升力系数都增大,缝翼偏角从25°增加到31°时,失速迎角增大,最大升力系数没有明显的变化。起飞构型前缘缝翼最佳缝道宽度为1.5%~2.0%,最佳缝道搭接量为1.0%左右;着陆构型缝翼最佳缝道宽度为2.0%~2.5%,最佳缝道搭接量为-1.0%~0%。最佳缝道宽度随缝翼偏角的增加呈现增大趋势。