飞机作战效能的灵敏度分析

灵敏度分析是武器装备作战效能优化的重要组成部分.依据对数法的基本思路分析得出了对数法中影响作战效能的关键参数,通过算例进行了关键参数在一定范围内变化时飞机作战效能的灵敏度分析,得出了一些有意义的结论.     

过失速机动飞行模拟与操纵效能分析

在大迎角非线性气动力模型和推力矢量发动机模型的基础上,结合非线性控制方法和与常规飞行增稳控制模态转换方法,实现飞机常规飞行包线内和过失速区域的全范围飞行模拟,同时提出了过失速机动操纵效能分析方法。通过对推力矢量飞机操纵效能的全面分析,验证了推力矢量控制有效实现和显著提高过失速区的机动能力。飞机全状态范围的过失速机动飞行模拟与操纵效能分析将为现代高机动飞机过失速机动飞行试验提供重要的技术支持和理论依据。     

面向可承受性的飞机总体方案评估方法

现代飞机系统的设计日趋复杂,设计周期和研制风险也随之增加。因此,飞机系统的发展模式正由“性能决定设计,设计决定费用”向“性能和费用目标同时决定设计”转变,从而导致面向可承受性设计方法的出现。通过对可承受性定义的研究,在现有结构模型的基础上,讨论了面向可承受性的飞机总体方案评估方法的分析结构模型,并对相关参数的数学表述作了进一步的分析。籍此建立了更接近实际设计发展需求的飞机总体方案评估模型。     

电传飞控战斗机大迎角特性飞行试验

叙述了电传飞控第三代战斗机的“无忧虑”设计概念和大迎角特性飞行试验的必要性,在此基础上简要介绍了电传飞控第三代战斗机进行大迎角特性飞行试验的目的、试验中的预测研究体系、试验的程序和渐进逻辑,还介绍了试验中可能的技术风险以及试验风险的控制措施。对于了解和进行电传飞控第三代战斗机大迎角特性飞行试验具有一定的参考价值。     

带锥形扩张支孔射流气膜冷却效率数值模拟

 为了探讨由圆柱孔和锥形支孔组成的双出口孔射流气膜冷却特性,利用商业软件对气膜冷却下的流场和温度场进行三维数值模拟。主流雷诺数为10 000,吹风比变化范围为0.5~2.0。计算得到了冷却效率云图、冷却效率径向平均值以及近壁面处流场和温度场分布。研究结果表明,圆柱形孔射流的冷却效率数值模拟结果和实验数据吻合得非常好,双出口孔射流的冷却效率相对于圆柱形孔射流的冷却效率明显提高,径向分布非常均匀。双出口孔射流的流动结构和单圆柱孔射流的流动结构明显不同。随着吹风比的增加,冷却效率增大。基于冷却效率的最佳吹风比为1.5。     

旋转状态涡轮叶片吸力面单孔气膜冷却实验

采用稳态液晶测温方法,系统研究了1.5级涡轮叶片吸力面在旋转状态下的气膜冷却特性.实验中,主流经加热压缩后冲击涡轮转动,基于动叶弦长的涡轮进口主流雷诺数为8×104.射流分别采用空气和二氧化碳,其对应射流-主流密度比分别为1.03和1.57.实验转速为630,700 r/min和737 r/min,对应旋转数分别为2.092,2.324和2.448.吹风比从0.3到3.0变化.结果表明,吸力面上,气膜冷却效率随吹风比的增大先上升后下降,存在一个最佳吹风比,使冷却效果最好;增大密度比有利于增加气膜覆盖面积;旋转降低了气膜冷却效率;气膜向低半径方向偏转,但并不十分明显.      

次孔方位角对单入口-双出口孔射流气膜冷却效率影响

为了探讨次孔方位角对单入口-双出口孔射流气膜冷却效率的影响,利用商业软件提供的有限体积法求解Navier-Stokes方程,对次孔方位角分别为30°,45°,60°和90°的单入口-双出口孔射流冷却效率进行数值模拟.吹风比变化范围为0.5~2.0.研究了流场、气膜冷却效率和径向平均气膜冷却效率的变化规律.结果表明,相对于圆柱孔,单入口-双出口孔射流气膜冷却效率明显改进.基于气膜冷却效率的最佳次孔方位角度为45°,高于圆柱孔射流气膜冷却效率300%.吹风比越大,次孔方位角对气膜冷却效率的影响越明显.      

利用横向槽改善气膜冷却效率的实验

为了获得横向槽对气膜冷却效率的影响规律,分别对气膜孔出口全开槽、上游开槽和不开槽三种气膜冷却结构形式的平板实验模型进行了实验研究,获得了带横向槽气膜冷却结构的冷却效率随吹风比的变化规律和开槽形式对冷却效率的影响规律,以揭示横向槽改善气膜冷却效率的机理.研究表明:在横向槽的作用下,冷却射流向主流的垂直扩散受到抑制,二次流在流出横向槽后能更好的贴覆绝热壁面,提高了气膜冷却效率,并且在气膜孔出口处开槽,对提高气膜孔下游的平均冷却效率有较大的作用,上游开槽结构的下游平均冷却效率高于全开槽和不开槽结构的平均冷却效率.      

基于瞬态液晶全表面测量技术的圆柱形孔气膜冷却特性研究

采用瞬态液晶测量技术测量了圆柱形孔的冷却特性分布,研究了动量比的影响.结果表明:大动量比下,射流脱离壁面后重新贴回壁面,冷却效率沿流向率逐渐升高,且下游孔间区域的冷却效率较高;小动量比的冷却效率分布规律与此相反.动量比越大,换热增强效果越显著;在上游区域,大动量比射流诱导出的回流涡形成了一个局部强换热区;在下游区域,各个动量比的传热系数比分布比较相似,两孔中间区域的换热强于孔中心线附近区域.      

内冷通道横流对气膜冷却效率的影响

在吹风比(Br)为0.5~2.0、横流比(Cr)为0~3.0范围内,采用数值模拟方法研究了内部冷却通道横流对单排圆柱形气膜孔气膜冷却特性的影响。相比于基准的无横流进气方式,横流进气诱导冷却气流在气膜孔内形成旋流流动,使得气膜射流与主流的相互作用更为复杂。横流比的影响在不同的吹风比下有较大差异:在较小的吹风比下,横流比小于1.0的气膜绝热冷却效率略高于无横向进气的基准情形,而横流比大于2.0的气膜绝热冷却效率相对基准情形有一定幅度的下降;在较高的吹风比下,横流进气带来气膜绝热冷却效率的增强,横流比为2.0的气膜绝热冷却效率相对较高。在大横流比下,随着吹风比的增加,气膜在展向的覆盖范围明显扩大。