电动飞机的误解分析与研究综述

近年来,电动飞机已成为航空发展的热点之一,受到越来越多的企业和研发机构的重视。但由于人们对电推进飞机和传统推进飞机缺乏全面的理解,对电动飞机和混合电推进飞机的研究容易产生一些误解。本文阐述并分析了电动飞机研制中容易产生的5种主要误解及其产生的原因。在此基础上,对电动飞机的发展前景进行展望,并预测电动飞机是未来航空工业的发展方向之一。     

大型水陆两栖飞机增升装置特殊设计综述

为掌握大型水陆两栖飞机增升装置工程设计的基本原理和主要技术,设计出满足较高气动力与水动力性能要求的高效增升装置,围绕两栖飞机增升装置的特殊设计方法开展了系统研究。通过对比分析两栖飞机与常规陆基飞机增升装置的技术特征与设计差异,在综合分析国内外典型两栖飞机增升装置的类型及设计特点的基础上,针对两栖飞机的快速性、喷溅性和抗浪性指标,对增升装置在使用和设计环节中相关影响要素进行了详细阐述。依据两栖飞机的使用环境以及使用要求,探讨了气动力与水动力耦合设计对两栖飞机增升装置的重要性,分析了水面喷溅、近水面效应、机构偏转限制等对增升装置的影响机理和影响规律,剖析了增升装置设计与抗浪指标的内在联系,对增升装置下偏量的选取方法给出建议。结合大量水动力、气动力试验和数值模拟数据,总结提炼出了与工程实际紧密结合的两栖飞机增升装置特殊设计原则。依据本文总结的设计方法完成的增升装置方案,已成功应用于我国正在研制的某大型水陆两栖飞机。通过风洞及水动力试验验证,结果表明该飞机越过阻力峰后未发生主喷溅冲击增升装置的现象,耐波性预报表明该飞机的抗浪能力满足预定的技术要求,从而进一步验证了本文提出的增升装置设计思路和设计方法的可行性,且具有较强的工程应用价值,可为两栖飞机增升装置的设计提供可靠的设计参考。     

飞机结冰冰形测量方法研究进展

不同气象环境下飞机部件的结冰外形是飞机结冰研究不可缺少的内容,它对开展结冰气动分析、结冰防护设计、结冰飞行操作和结冰适航取证等研究具有重要意义。结合国内外冰形测量技术发展现状,从接触测量方法和非接触测量方法两个方面分别介绍了现有冰形测量技术的操作流程及测量原理,系统分析总结了各自存在的优缺点。在此基础上,结合飞机结冰和结冰风洞试验的特点,归纳了冰形测量技术下一步发展面临的挑战,包括全类型结冰的精确测量、结冰全貌三维测量和结冰生长过程实时测量等,同时,从基础测量手段与数值计算融合发展的角度,展望了冰形测量方法未来的发展趋势。     

新概念机翼尾流特性实验

大型飞机常采用开启襟翼以增大机翼升力系数,实现较大迎角的起飞和降落,而机翼在大迎角状态下,翼尖会产生能量集中且自由消散时间长的飞机尾涡,严重影响后续起降飞机的安全。基于Rayleigh-Ludwieg不稳定性,提出一种新概念飞机襟翼布局,通过水槽实验发现:新概念布局的襟翼对翼尖涡的消散具有明显的促进作用,不同参数组合下襟翼涡对翼尖涡的运动特性和能量变化的影响均有不同。实验结果也为飞机尾流控制的研究提供了参考,在满足飞行力学设计的基础上,合理运用增升装置构建四涡系统可以有效促进飞机尾流的消散,提高机场飞机起降效率。     

基于超静定配平的机动载荷控制风洞试验

介绍了俯仰机动载荷减缓(MLA)在某运输类飞机缩比风洞试验模型上的应用,旨在通过风洞试验研究一种基于超静定配平原理的机动载荷控制方法。首先,对模型飞机纵向超静定配平方法进行了研究并从理论上揭示通过其减缓机动载荷的基本原理;然后,依据超静定配平原理设计了MLA控制律,通过反馈模型飞机等效过载驱动副翼偏转减小机翼载荷,同时偏转升降舵来保持飞机的俯仰机动性能;最后,依次实施了超静定配平试验,气动伺服弹性稳定性试验以及机动载荷减缓试验,分别用以确定MLA控制律参数,检查控制系统稳定性以及获取俯仰机动时的系统响应。试验结果表明:在MLA控制律作用下,机翼根部弯矩增量比MLA控制律关闭时减小了10%以上,而模型飞机的俯仰机动性能基本保持不变;MLA控制律的加入使控制增稳系统稳定性略有下降;通过超静定配平试验确定MLA控制参数的方法有效提升了MLA控制律设计可靠性,使翼根弯矩减缓量接近目标值。研究工作为运输类飞机的机动载荷控制设计与试验提供了一种可行途径。     

复合固体推进剂细观结构建模及脱黏过程数值模拟

为研究复合固体推进剂损伤演化规律,基于分子动力学颗粒填充算法构建了HTPB(hydroxyl terminated polybutadiene)推进剂细观结构模型,通过在AP(ammonium perchlorate)颗粒/HTPB基体界面处引入黏接接触替代传统的黏接单元,并基于Hooke Jeeves的参数优化算法反演得到颗粒/基体界面处内聚力模型参数,利用双线性和自定义指数型损伤内聚力模型模拟了AP颗粒和HTPB基体黏接界面处损伤的萌生、发展、聚合直至宏观裂纹破坏的过程。通过数值仿真与实验结果对比发现,指数型损伤内聚力模型比双线性模型能更准确描述推进剂单轴拉伸过程中颗粒与HTPB基体界面间脱黏过程。最后对比了多阶段加载实验结果与仿真结果曲线,发现两者变化趋势基本一致,最大偏差仅为10%,验证了所建细观模型的可靠性及反演所得界面参数的准确性。      

集成管理系统在飞机装配柔性工装上的应用

采用柔性工装对飞机零组件进行装配,会产生巨大的信息量,为提高飞机装配过程的信息管理的质量与效率,目前采用集成管理系统对飞机装配柔性工装进行控制与管理,来实现飞机装配过程的集成化。对集成管理系统在飞机装配柔性工装上的应用进行研究,首先对集成管理系统的构架、数据格式以及通信接口等进行概述;之后对柔性工装的数据传输与调形驱动过程进行分析,对飞机柔性装配技术体系进行总结;最后对集成管理系统在柔性工装上的应用现状进行研究。研究表明,集成管理系统可以提高柔性工装的装配效率与信息管理质量。     

涡桨飞机电子设备可靠性摸底试验方法研究

电子设备故障已成为影响飞机安全的重要因素。在装机前对电子设备开展各类可靠性试验,用于发现电子设备设计中存在的问题,为设计改进提供依据。可靠性摸底试验采用模拟飞行环境的综合应力条件,在较长的试验时间内,能够充分曝露并消除产品的早期故障。在飞机研制阶段,为确保飞机首飞和试飞安全,通过选取影响飞行安全的关键、重要电子设备开展可靠性摸底试验,确认无问题后再装机使用。结合某涡桨飞机的研制,给出涡桨飞机电子设备可靠性摸底试验的方案、试验剖面和试验应力条件的确定方法。依据本方法制定的可靠性摸底试验剖面可应用于涡桨飞机电子设备研制试验。     

大型水陆两栖飞机侧风起降的滑流影响分析

大型水陆两栖飞机AG600的动力装置为安装在机翼上的4台同向旋转涡轮螺旋桨发动机,针对1：15缩比模型带动力风洞试验显示的螺旋桨滑流对侧风起降状态的偏航力矩不稳定影响,对全机带动力风洞试验模型进行了大规模并行非定常数值计算,再现了风洞试验现象,通过流动机理分析明确其产生原因主要是左侧滑时右外翼分离和垂尾背鳍涡破裂,这些原因和数值模拟的准确性也为后期的风洞试验所证实。考虑到模型风洞试验中尺度限制造成的低雷诺数和高螺旋桨转速,为保证飞行安全,继续采用该非定常方法对全尺寸飞机真实侧风起降状态进行了详细数值分析和偏航稳定性评估。研究结果显示,在飞行雷诺数和螺旋桨转速下,相同侧风范围内风洞试验显示的流动不稳定因素基本消失,偏航稳定性允许的侧风范围明显增加。本研究实现了四发螺旋桨飞机起降状态横向气动特性的滑流影响非定常数值分析,建立了基于计算流体力学的风洞与飞行雷诺数效应的相互关系,进行了偏航稳定性的虚拟试飞评估,研究成果也为AG600飞机的首飞和飞行试验所验证。     

涡桨飞机螺旋桨滑流气动干扰效应及流动机理

螺旋桨滑流对飞机各气动部件的干扰是涡桨飞机气动设计中面临的难点之一。以某双发涡桨支线客机为对象,采用数值模拟手段分析了滑流对机翼、平尾、垂尾的影响及其流动机理。计算采用基于动态面搭接网格技术的非定常方法,气动力与表面压力分布的计算结果均与实验值吻合良好。研究结果表明：在滑流影响下,全机升力和阻力有所增加,升阻比和纵向静稳定度有所降低,并在无侧滑状态下产生了滚转力矩和偏航力矩;在不同展向位置,滑流对机翼表面流动分离的影响存在显著的差异。在螺旋桨下行运动一侧,滑流的旋转减小了当地迎角,同时桨后气流速度较高,翼面流动分离被有效抑制。在螺旋桨上行运动一侧,滑流的旋转增大了当地迎角,而且桨后气流速度较低,因而翼面流动分离并未得到明显改善;在中小迎角下,滑流对背景飞机平尾当地的动压没有产生影响,但增加了下洗角变化率,进而导致平尾效率降低;垂尾的侧力与偏航力矩是由滑流的侧洗引起的,而滑流的侧洗又与左右两侧机翼升力分布的不对称性有关。