冷气对多级涡轮翘曲S1流面优化的影响

设计以翘曲S1流面优化为核心的多级涡轮气动优化流程,研究气膜冷气、尾缘冷气、端壁冷气对优化可靠性和有效性的影响。该流程能够对多种叶高处带叶片冷气的多级翘曲S1流面进行并行优化,提高了优化的可靠性。对两级高压涡轮给定三种叶片冷气方案:包括气膜冷气和尾缘冷气的叶身冷气、气膜冷气、无叶片冷气,分别进行翘曲S1流面优化设计。优化后翘曲S1流面平均气动效率分别提高0.20%、0.38%、0.07%,涡轮气动效率分别提高0.33%、0.32%、0.26%,优化的可靠性较好。分析可知,气膜冷气增强了径向二次流动,降低了优化的有效性,尾缘冷气则部分削弱了气膜冷气的消极作用;下端壁冷气较上端壁冷气对端区二次流的作用强,因此前者对翘曲S1流面优化的积极作用更好。     

飞机加强蒙皮在12．7mm弹丸撞击下的损伤

为了研究飞机蒙皮在12．7mm标准机枪弹丸射击下的损伤，对3mm厚LY12-CZ材料的单蒙皮及其加筋板在实验室进行了模拟弹击试验．通过试验研究，一个由高速气炮，弹体与弹托分离机构、连续位移激光测速装置和弹丸回收装置被建立并有效的用于本文的弹丸正撞击试验。通过对四边固支的3mm厚蒙皮用12．7mm直径弹丸进行从速度从约60到300m／s的正撞击试验，结果表明，靶板从微小损伤到完全击穿；弹击造成的变形区有效直径随着弹丸速度的增大而呈幂指数趋势下降；弹击引起的变形深度随弹丸撞击速度增加而呈直线下降：靶板上的应变随弹丸速度增加而呈渐进降低。弹丸的剩余速度随弹丸撞击速度增加而呈直线上升．最后利用DYNA3D程序对单蒙皮及其加筋板进行了弹击数值模拟．模拟结果与弹击试验结果较吻合．     

可变弯尾飞行器空间螺旋机动的实现

可变弯尾飞行器具有气动控制独特、机动范围可调等特点,是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。可变弯尾飞行器不仅可以实现射面内的拉起和下压机动,还可以利用入轨时起旋与尾部的上下摆动实现空间的螺旋机动,并且可以在不起旋时利用可变的弯尾部分进行绕球铰的空间转动使飞行器产生空间螺旋运动。通过气动力工程预测方法与飞行器六自由度弹道的耦合计算,研究了此类飞行器在再入过程中的螺旋运动、稳定性及飞行特性。     

基于Gauss伪谱法的UCAV对地攻击武器投放轨迹规划

研究无人作战飞机(UCAV)在对地攻击阶段的武器投放轨迹规划问题.针对传统方法在处理复杂的飞行器运动学、动力学约束上存在的困难,提出了一种基于Gauss伪谱法(GPM)的求解策略.首先,为了最大程度地逼近实际飞行环境,对UCAV的气动力特性、发动机推力特性、油耗特性及大气环境特性进行了高精度拟合,并充分考虑了飞行器各种...     

弹性飞翼飞机建模方法

大展弦比无尾飞翼布局飞机的结构振动往往与刚体运动耦合在一起,而传统的刚体模型不能反映飞机的结构弹性变形。现有研究多采用基于有限元法建立的模型,变量物理意义不明确,不利于控制系统设计。文章采用两根固定于质心的悬臂梁表征飞机的结构振动特性,基于Lagrange方程,为弹性飞翼飞机建立了刚／弹性耦合的纵向运动方程,并在配平点...     

整体复合材料结构失效分析的粘聚区模型

对近年来复合材料分层问题的粘聚区模型研究现状及其在整体复合材料结构元件连接界面的失效评估中的应用情况进行了简要的评述.重点指出了在目前的研究工作中存在的两类主要问题:(1)复合材料层间粘聚区模型有待解决的一些基本问题;(2)基于粘聚区模型元件连接界面的复杂失效机理模拟问题.最后指出了进一步开展的重点研究方向.     

操纵面作动对无尾布局无人机纵向气动特性的影响

通过风洞测力实验,研究了不同操纵面作动对某无尾布局无人机纵向气动特性的影响.实验结果表明:升降副翼以及襟副翼正向偏转都会使全机升力系数、阻力系数以及低头力矩增加.升降副翼作动引起的增量要高于襟副翼,并且舵偏角度越大增量越大.全动翼尖作动对全机纵向气动特性基本没有影响.在线性段,鸭翼作动对升力系数和阻力系数影响不大;线性段之外,鸭翼作动使得升力系数和阻力系数减小.迎角α<16°以及α>38°时,鸭翼正向作动使得低头力矩减小,负向作动使得低头力矩增加.操纵面作动对低头力矩的控制效率由高到低依次为:升降副翼、襟副翼、鸭翼和全动翼尖.进一步分析表明不同操纵面的控制效率与舵容量系数具有较大关系.     

涡流发生器对高负荷压气机叶栅角区分离影响的实验研究

涡流发生器能有效控制叶栅通道内的流动分离。为探明涡流发生器对高负荷压气机叶栅角区分离的控制效果,设计了不同周向位置的涡流发生器并进行实验。实验结果表明:涡流发生器通过其产生的尾涡改变通道内的旋涡结构,加强端壁区的低能流体与主流的掺混,抑制角区分离的形成进而达到了改善流动的效果。相对于原型叶栅,在-3°~3°迎角下加入涡流发生器后损失系数降低了5%~14%,气流转折角提高2.49°~3.15°。相对于方案A,涡流发生器远离吸力面0.15倍栅距时,角涡强度增强,气动性能下降;反之,接近吸力面0.15倍栅距时会增加角区额外损失,其流动控制效果较差。     

双立尾和三角翼之间的气动干扰实验研究

在北航的风洞和水洞中进行了关于双立尾与三角翼组合外形的气动特性实验研究,研究了不同位置的立尾与三角翼的干扰机理。实验选取4个不同后掠角三角翼、每个三角翼设置6种立尾位置,研究这些参数对三角翼气动特性的影响。基于实验结果的分析和比较,提出了气动干扰的机理,比较了立尾的展向和弦向位置的干扰特性,以及三角翼和立尾特性间的干扰,最后给出了最优的立尾位置。     

改进的确定多处损伤平板剩余强度的连通模型

为了评估多处损伤（MSD）对未加筋平板剩余强度的影响,进行了多处损伤平板的剩余强度试验研究。用钼丝切割预制疲劳裂纹,每个试验件承受拉伸载荷直到破坏,记录破坏载荷,得到不同裂纹几何平板的剩余强度。试验结果表明主裂纹长度增加使平板的剩余强度减小;对相同的主裂纹长度,主裂纹与相邻MSD裂纹之间的韧带（b）减小,试验件剩余强度也减小。以试验数据为基础,提出了一种改进的塑性区连通模型。用塑性区连通准则和改进的塑性区连通模型分别计算了多处损伤平板的剩余强度,结果表明对不同的主裂纹长度和不同的韧带长度,塑性区连通准则预测的平均误差为23．39％;而改进的塑性区连通准则的平均误差为7．57％,大大提高了预测结果的精度。还研究了主裂纹长度和b对剩余强度的影响。