襟翼形式对扑翼获能特性影响的对比分析

提高新能源利用效率、减少石化能源的消耗，是实现我国“碳达峰、碳中和”目标的关键。扑翼式获能器是一种可从流体中获取能量且结构简单、环境友好的新型获能装置。为有效提高传统扑翼获能器的获能特性，提出一种带有尾缘襟翼的新型扑翼获能器，并采用计算流体力学（CFD）方法对其获能特性进行了数值模拟研究，比较了采用不同偏转策略的带尾缘襟翼扑翼的绕流流场和获能效率，发现在一个运动周期里尾缘采用连续偏转（TP式）方法提升扑翼获能特性的效果最为显著。最后，对比分析了主动式的尾缘襟翼和被动式的格尼襟翼对其扑翼获能性能的影响。结果表明，尾缘襟翼对扑翼获能效率的提升主要体现在中高缩减频率工况（f*=0.12～0.22），在f*=0.18时获能效率最大，可提高到46.3%；而格尼襟翼对扑翼获能效率的提升主要体现在中低缩减频率工况（f*=0.08～0.14），在f*=0.12时获能效率最大，可提高到41.2%。因此这两种方法都具有实际应用前景和发展潜力。     

翼身融合布局低速风洞试验研究

翼身融合布局(BWB)综合性能突出,是未来民用航空领域飞行器发展的必然趋势,研究BWB布局的气动特点及流动机理,对开展BWB布局设计具有重要的支撑作用。采用测力、丝线流动显示的风洞试验方法并辅以CFD方法,开展300座级BWB布局(BWB-1)低速气动特性、流动机理及通气发动机短舱影响研究。结果表明:与Early BWB、N2A布局相比,BWB-1具有更好的低速纵向气动性能,具有横向静稳定、航向静不稳定量值较小,航向增稳与控制难度较小等优点;揭示了布局的流动发展过程及具有和缓失速特性的物理原因;通气发动机短舱对提高最大升力及增加航向静稳定性有利,对横向静稳定性影响较小,但使得阻力和低头力矩增加;CFD纵向计算结果与试验基本一致,验证了CFD方法的有效性。     

大后掠机翼外侧翼下导弹气动特性分析

位于大后掠翼战斗机机翼下的导弹,在飞行中受到的气动载荷,会对结构疲劳特性产生显著影响。为了研究导弹的气动载荷,建立了某型战斗机挂载导弹的气动仿真模型,设计了 3种导弹构型,分别为带前后弹翼导弹、只带后弹翼的导弹与只有弹体不带弹翼的导弹。对飞机翼下挂载 3种不同构型的导弹进行了气动特性的数值模拟与分析,并对比了导弹的气动载荷分布规律。计算结果表明:位于大后掠机翼下方的导弹,由于机翼下方的洗流作用,会受到较大的气动载荷,导弹的气动载荷以侧力和滚转及偏转力矩为主要分量；滚转力矩的方向会导致导弹与发射装置连接处靠近飞机对称面一侧受力较大,容易降低疲劳寿命；导弹的气动载荷主要由后弹翼产生,可在设计弹翼时适当减小后弹翼的面积,从而降低战斗机后掠翼洗流对翼下挂载导弹气动特性的影响。     

翼身融合布局与传统布局飞机结冰特性对比分析

翼身融合（BWB）布局是提升未来民机综合性能的重要布局方式，其结冰飞行安全问题逐渐受到人们重视。针对翼身融合布局飞机与常规布局飞机的结冰问题，本文通过数值模拟的方法来开展结冰特性研究。本文提出基于Navier-Stokes方程对空气流场进行求解，并应用欧拉法计算水滴撞击特性，之后采用Shallow-Water结冰热力学模型的结冰计算方法。首先，通过将翼身融合布局飞机和传统布局飞机的计算结果与风洞试验数据进行对比，验证空气流场计算的正确性，并将两者进行对比分析；其次，数值预测飞机表面冰形的特征，将两种布局飞机结冰特性进行对比，结果表明，结冰对两种布局飞机气动外形的破坏程度从后掠翼翼根至翼尖逐渐变大，但传统布局飞机结冰只发生在机翼前缘和机头处，而翼身融合布局飞机前部几乎都发生了结冰，可为相关的结冰特性研究及防除冰设计提供技术参考。     

基于适航要求的襟缝翼控制计算机硬件架构设计与实践

本文分析了民用适航规章当中对于襟缝翼控制计算机的适航要求，提出了针对襟缝翼控制计算机硬件架构和余度设计要求，以及选用复杂电子硬件的额外设计要求。以某型襟缝翼控制计算机硬件架构设计为例，详细阐述了硬件架构和余度设计要求的实现与落实，为襟缝翼控制计算机的设计工作提供了参考与借鉴，也为飞控系统控制计算机的设计提供了思路与指导。     

电弧风洞上的翼前缘烧蚀试验

介绍在CAAA的FD04电孤风洞上进行的翼前缘防热材料烧蚀试验结果.试验模型由高温陶瓷制成,后掠角53°,高75 mm,长55 mm,前缘半径2 mm,对称截面半锥角为5°.试验设备包括20 MW电弧加热器、混合室、矩形超声速喷管、试验段、轨道模拟系统及真空系统等.使用的矩形超声速喷管的马赫数为3.6,以3个台阶的轨道模拟翼前缘热环境,试验时间为77.0 s.试验结果表明高温陶瓷具有优良的抗烧蚀性能,两件试验模型在试验过程中均未出现破损现象,试验还得到了翼前缘模型试验过程中的内部温度响应.     

基于迭代反馈调参的伞翼飞行器无模型自适应控制方法研究

针对伞翼飞行器强非线性特点，本文使用基于数据驱动的控制方法——基于迭代反馈调参的无模型自适应控制方法（IFT-MFAC）设计伞翼飞行器控制系统，该方法在构建过程中仅利用系统的输入和输出数据，不需要构建动力学模型。本文首先介绍了无模型自适应控制方法（MFAC）的构建过程，并进行了简洁的稳定性分析，然后采用迭代反馈调参方法对无模型自适应控制方法的两个步长因子进行迭代调参。为验证该方法的控制效果，对IFT-MFAC与PID控制、主动抗干扰控制（ADRC）和MFAC进行了一系列仿真对比，结果显示，IFT-MFAC控制器在复杂环境下的控制效果更好，尤其是在随机扰动环境下对折线轨迹的跟踪效果。     

前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性研究

大型民机高升力构型多采用多段式增升装置，大迎角飞行时，前缘缝翼上表面可能出现流动分离，造成缝翼尾迹流区迅速增厚，加剧缝翼与下游翼段气流的交混作用，导致各翼段环量减小、升力下降，最终发展为失速。针对多段式增升装置大迎角失速问题，本文基于有限体积RANS方法，研究了前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性的作用机理与参数影响规律。研究发现：前缘缝翼开缝可有效推迟缝翼流动分离的发生，抑制缝翼尾迹区发展及缝翼与下游翼段附面层气流的交混，减缓对襟翼流动的不利影响，显著改善增升装置失速特性；开缝位置及射流出口方向对前缘缝翼流动的控制效果影响明显，应根据前缘缝翼形状和工作状态合理设计前缘缝翼开缝方案，以便获取更好的气动性能收益。     

大型客机增升构型缝翼除冰状态失速特性

在防/除冰系统工作前提下翼面前缘残余积冰对全机失速特性的影响是评估系统效能是否达标的直接依据。针对中外翼区域重点防护的大型客机增升构型除冰方案，基于数值模拟方法对比分析了缝翼未结冰、未除冰、除冰状态下的失速特性。数值模拟结论表明虽然中外翼防/除冰防护区域较同类民机型号有所缩减，但仍能维持内翼始发分离流动形态、保证临界迎角附近的纵向力矩安定性、有效拓展失速边界。当前方案取消当地结冰防护的空气动力学依据是短舱外侧固有的下洗-展向流动综合效应已能充分削弱来流迎角影响，进而抑制局部结冰诱导的流动分离。研究结论可为防护区域设计优化及大型客机结冰适航取证提供理论依据。