民用飞机后缘增升装置气动力特性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的NH-2低速风洞开展了某型号客机等弦长后掠半模增升装置测力风洞试验研究.试验来流马赫数为0.2,基于机翼气动弦长的试验雷诺数为1.85×106.通过试验结果,重点分析了后缘襟翼偏角、缝道宽度及缝道搭接量对机翼增升装置增升效率的影响,得到了襟翼偏角和缝道的最佳组合参数.研究结果表明:襟翼偏角和缝道宽度是影响机翼气动力特性的主要参数,缝道搭接量的影响较小;合适的缝道宽度能带来较大的升力系数和升阻特性,襟翼缝道宽度为2%时升力特性最佳,襟翼缝道宽度为1%时升阻比较大.     

民用飞机增升装置缝道参数气动影响的试验研究

针对民用飞机增升装置初步设计阶段的起飞和着陆构型进行了缝道试验研究,比较分析了前缘缝翼、后缘襟翼偏度和位置参数对增升装置气动性能的影响,得到了前后缘缝道和偏度最佳组合参数.试验研究发现,该模型在起飞状态下,后缘偏度越小,极曲线特性越佳,且在小迎角范围内,升阻比随后缘偏度减小而降低,在迎角较大时则相反变化.对于着陆构型,前缘偏度对CLmax和失速迎角影响的趋势会随着前缘位置变化而发生改变;当后缘偏度增大时,着陆构型的升力系数和CLmax会减小,失速迎角增大.     

双缝襟翼缝道参数气动影响敏感度研究与设计

针对后缘双缝襟翼,采取先后缝再前缝的缝道参数设计方法,通过数值计算分析和风洞试验验证研究了襟翼偏角、缝道宽度、重叠量对增升效率的影响规律。采用点对点链接多块结构网格技术,通过求解RANS方程对缝道流场进行数值计算,结果表明:后缝道宽度对升力系数、阻力系数影响较缝道重叠量大,为更敏感参数;前缝道重叠量对升力系数、阻力系数影响较缝道宽度大,属更敏感参数。结合上述设计方法与数值计算工具,高效、准确地确定了较优的二维襟翼剖面参数,且襟翼效率计算结果与风洞试验结果吻合较佳,可为同类飞机增升装置设计提供参考和借鉴。     

基于CFD与最小二乘法的翼伞动力学建模

襟翼偏转气动计算是翼伞建模的关键问题,为提高翼伞动力学模型精度,本文引入襟翼偏转气动模型,提出CFD数值模拟与最小二乘辨识相结合的方法:数值模拟借助动网格动态捕捉翼伞外形与姿态变化,获取襟翼偏转气动数据;最小二乘法进行模型参数辨识,修正翼伞气动计算.研究表明襟翼偏转气动模型较好反映翼伞气动规律,对应动力学模型与空投试验数据接近,验证本文建模方法的有效性,为翼伞精确建模提供新思路.      

大展弦比飞机的中外翼失速优化流动控制研究

针对某型大展弦比飞机由于外翼的当地雷诺数降低以及翼面展向流动,中外翼提前内翼发生分离,引起升力系数下降以及横向滚转力矩发散的情况,基于涡流发生器可以对附面层注入能量的理论,我们在大展弦比飞机的中外翼布置涡流发生器,计算分析了涡流发生器布置在缝翼下表面、缝翼上表面以及主翼面引起的流动的影响,并且在低速高雷诺数风洞中进行了...     

多段翼型的大粒径过冷水滴结冰特征及气动影响分析

基于验证有效的SJTUICE(Shanghai Jiao Tong University Icing Simulation Code)数值方法,模拟了大粒径过冷水滴(SLD)条件下多段翼型冰形特征,并与常规粒径条件作对比,通过计算流体力学方法分析了多段翼型在SLD条件与常规粒径条件结冰对气动影响的差异性.结果表明:SLD条件下,缝翼处结出的角冰更大且位置更靠后,襟翼处结冰的影响尤为明显,向前生长出较大冰角,造成缝道处流场严重改变.攻角6°~22°范围内,SLD结冰对气动性能的改变远大于常规粒径条件,其中400μm粒径水滴结冰后最大升力系数的下降达63.5%,失速攻角大幅提前8°.     

卷弧翼身组合体的自滚转特性

介绍了卷弧翼身组合体自滚转特性的风洞试验研究.给出了测力试验和测压试验结果.测力试验结果表明,卷弧翼弹型存在自诱导滚转力矩.测压试验结果表明,卷弧翼弹型自诱导滚转力矩产生的原因在于,卷弧翼凹凸两面的压力不等,形成自诱导法向力.在同样相对厚度下,变厚度卷弧翼的载荷分布与等厚度卷弧翼的载荷分布相差很小,气动设计时可以不考虑厚度变化的影响。     

轴流压气机失速特性的仿真研究

采用气动结构松耦合技术研究了飞翼布局无人机的方向舵嗡鸣响应及副翼、升降舵及襟翼的振动时域响应。首先建立较为详细的飞翼布局无人机的结构模型和气动模型,基于雷诺平均的N-S方程建立流体控制方程和结构动力学方程的耦合求解技术;气动计算中的网格变形技术采用非结构动网格,其中动网格更新技术采用弹簧近似光滑和局部网格重构组合方法;基于LU-SGS子迭代的时间推进技术和HLLEW的空间离散方法进行气动数据的计算,湍流模型采用SST湍流模型,采用三维插值技术进行气动与结构耦合界面结构变形位移与气动力载荷之间数据的传递;在方向舵转轴端部设置方向舵偏转运动的约束方程;基于提出的气动结构松耦合方法计算飞翼无人机方向舵偏转引起的方向舵嗡鸣和全机的方向舵、副翼、升降舵及襟翼振动的时域响应;并研究了旋转角频率参数变化对飞翼无人机全机振动响应特性的影响。研究表明旋转角频率对方向舵的偏转响应和副翼、升降舵及襟翼的振动响应频率影响较大。     

缝隙对风力机分离式尾缘襟翼气动特性的影响

针对缝隙会对分离式尾缘襟翼翼型气动性能产生影响,以S809翼型为研究对象,建立了S809分离式尾缘襟翼模型及整体式襟翼模型,分离式尾缘襟翼模型主体与尾缘襟翼之间采用均匀缝隙结构,缝隙大小为弦长1‰.采用计算流体力学方法中k-ω湍流模型对10%弦长襟翼模型进行多攻角下的升阻力特性计算分析并比较,并对襟翼固定10°偏转角的模型周边流场流线及压力分布进行了分析比较.结果表明:缝隙使翼型升力降低,随着攻角的逐渐增大,缝隙对襟翼模型的影响逐渐减小,带1‰c隙的分离式襟翼模型与整体式尾缘襟翼模型的压力分布曲线及压力云图基本一致,前者升力系数比后者最大低1%.缝隙对翼型气动性能的影响很小,在气动性能分析时可以忽略不计.     

折叠式主弹翼气动特性研究

针对制导航弹的气动设计要求,设计了一种前后折叠式弹翼.并使用数值计算和工程计算方法研究前后折叠式弹翼、钻石背弹翼以及后折前张式弹翼的气动特性.计算结果表明:前后折叠式弹翼与钻石背弹翼升力系数在攻角较小时接近,在攻角较大时,前后折叠式翼的升力系数大于钻石背弹翼;前后折叠式弹翼的升阻比最大;后折前张式弹翼的外形滚转阻尼力矩系数最小;钻石背弹翼的外形滚转阻尼力矩系数最大.     

随机谱载荷下无人机机翼外挂物悬挂挂架的损伤容限分析

机翼外挂物悬挂挂架结构的损伤容限分析是确保结构安全、实现预期目标任务的重要内容,目前针对无人机机翼外挂物悬挂挂架的损伤容限分析及研究较少.以大展弦比无人机机翼组合探头挂架为例,进行了机翼外挂物悬挂挂架损伤容限分析.根据机翼组合探头挂架的结构设计特征,建立了挂架的有限元分析模型,通过疲劳载荷工况应力分析确定了疲劳危险点,采用随机编谱方式,获得了分析部位的损伤容限载荷谱.基于断裂力学,采用Runge-Kutta方法来估算裂纹扩展行为,得到了分析部位的裂纹扩展曲线,获得了裂纹扩展特性.分析结果表明,该挂架的分析部位的裂纹扩展寿命为11 615 250次飞行起落,满足预期的剩余强度值设计要求,可根据裂纹扩展寿命制定检查间隔.     

洗流时差阻尼力矩及其影响因素分析

飞机做纵向不稳定曲线运动如扰动运动、俯冲及跃升的曲线段时，其俯仰角速度ｗｚ和迎角变化率ｄαｄｔ均有改变。分析纵向阻尼力矩时，除考虑ｗ＊ｚ引起的俯仰阻尼力矩Ｍｗｚｚｗｚ外，还应估算出ｄαｄｔ引起的洗流时差阻尼力矩Ｍαｚα。较详细地分析了洗流时差阻尼力矩的产生原理、大小及其影响因素，对飞行力学教学具有一定的参考价值     

机翼前缘结构抗鸟撞分析研究

鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危害之一,同时也是一种突发性和多发性的飞行事故,造成了重大的经济损失和人员伤亡。因此,抗鸟撞设计成为飞机设计中必须考虑的要素之一。以机翼前缘缝翼结构为研究对象,通过大型非线性有限元分析软件PAM—CRASH,开展了飞机结构的抗鸟撞仿真设计研究。分析过程考虑了材料的非线性和结构的大变形特性;鸟体在高速撞击下采用SPH方法模拟。通过分析整个结构鸟撞的损伤失效过程,以及各部件能量耗散机理,明确机翼前缘缝翼结构各个部件在抗鸟撞设计中的作用,这些对于我国的大型飞机抗鸟撞设计将有参考价值。     

螺旋桨飞机滑流对全机气动特性影响的试验研究

为准确分析螺旋桨飞机有动力状态下的飞行性能和操纵品质,需要得到螺旋桨动力系统,特别是滑流对全机气动特性的影响量。采用一种"小天平+主天平"的多天平测量技术,可以分别测量得到螺旋桨的直接力和全机的气动力数据,进而得到比较准确的纯滑流对全机气动特性的影响量。通过螺旋桨飞机的带动力测力风洞试验研究表明:滑流会引起全机的升力系数、阻力系数,以及俯仰力矩系数相比无动力状态有所增加,升力系数和阻力系数增量随迎角大致呈二次曲线规律递增,俯仰力矩系数增量变化趋势与飞机所在迎角关系较大。滑流对横航向气动特性影响是降低了全机横向力导数以及横、航向静稳定性,并可能引起零侧滑下的全机的不对称横、航向力矩产生。     

小型涵道飞行器悬停状态动力学建模研究

针对小型涵道飞行器介于直升机和固定翼飞机之间独特的结构特点和控制特性,对小型涵道飞行器在悬停状态下的动力学进行分析,结合刚体动力学和空气动力学对飞行器所受力和力矩进行推导,并建立动力学模型.同时对模型零动态的渐近属性进行研究,得出飞行器物理参数与内动态稳定性的关系,分析结果表明,系统零动态的指数不稳定性不仅受到控制舵压心到飞行器质心距离的影响,同时也和螺旋桨的陀螺惯量有关.     

模型大振幅运动风洞壁面影响实验研究

用 3个阻塞度不同的前缘后掠角 70°三角机翼 ,在 3m低速风洞中研究了模型作大振幅俯仰运动 (0°～ 90°)时风洞壁的干扰影响。研究中测量了模型的气动力及力矩特性 ,同时测量了风洞的非定常壁压。研究表明 ,虽然风洞洞壁干扰对非定常气动力及力矩特性有一定影响 ,但是它不影响测量的可信度 ,特别对复杂的力矩特性的本质无影响。另外 ,在模型作俯仰运动时 ,风洞壁压像非定常气动力一样有迟滞环 ,模型越大 ,迟滞环越明显     

一种具有陷波特性的超宽带天线的研究

提出了一种利用弧形开槽实现陷波特性的方法,设计了一种具有陷波特性、能够屏蔽空间手机信号干扰的超宽带天线,并利用CST仿真软件对陷波特性的变化规律做了深入探讨.该天线以普通的平面单极子天线为基础,在贴片中心加两条弧形开槽.通过调整弧形开槽的缝隙宽度、弧长、半径等参数,可以调整阻带中心频率及带宽.仿真结果表明,该天线的工作频率为0.6～5 GHz,其中,在两个GSM频带范围内(0.88～0.96 GHz和1.71～1.88 GHz)具有陷波功能.     

高升力多段机翼的转捩预测研究

本文采用Menter等发展的基于局部变量的γ-Reθt湍流转捩模式对平板和NLR7301翼型开展了转捩模式验证工作,进而对带有前、后缘襟翼的多段机翼流动转捩进行了数值模拟.研究结果表明,转捩对于多段机翼的气动特性具有较大影响,数值模拟可为多段机翼中襟翼偏角、间距等设计提供有益指导.     

超高墩对山区三塔斜拉桥力学响应的影响

多塔斜拉桥是跨越宽阔水面和山谷的一种可行方案。然而,山区多塔斜拉桥的超高桥墩会改变全桥结构的整体刚度,使其力学响应有别于普通的多塔斜拉桥。为研究超高墩对三塔斜拉桥力学行为的影响程度,以某在建的超高墩三塔斜拉桥为例,首先确立了力学响应指标和计算方法,然后分析了桥墩高度、桥墩高差、主梁刚度和主塔刚度对塔顶位移、墩底弯矩、跨中挠度等结构响应的影响规律。结果表明:当桥墩高度增加时,车道荷载和温度荷载所引起的墩底附加弯矩会随之减小,而塔顶的纵向位移和主梁的跨中挠度随之增大;桥墩高差对桥墩的内力影响很大,高差较大时,矮墩会承受更多的弯矩;提高主塔刚度能够更有效的控制结构位移。