一种螺旋桨飞机滑流影响的极曲线确定方法

在螺旋桨飞机的试飞验证中,为确定其实际的升阻特性,通过在一般极曲线的表达式中引入拉力系数项,推导出同时适用于螺旋桨飞机巡航状态、爬升状态和下降状态的通用极曲线模型。根据一型螺旋桨飞机飞行试验数据确定该飞机通用极曲线表达式。采用该通用极曲线计算得到的巡航状态下的阻力系数与试飞值的误差在5%以内,爬升率、下降率的计算值与试飞值的误差在5%左右,计算结果的误差基本在工程计算精度的允许范围,证明该模型具有工程实用性,可用于该飞机的飞行性能数据修正和扩展计算。     

防空雷达螺旋桨飞机回波JEM特征的模型与分析

为了从防空雷达实际回波中提取可识别的喷气发动机调制(JEM)特征,建立了适用于防空雷达实际的JEM参数模型。在理想螺旋桨飞机JEM模型的基础上,讨论了实际螺旋桨飞机结构和飞行姿态对JEM特征的影响和防空雷达有关参数对JEM特征的限制,并用实际螺旋桨飞机和防空雷达参数对该模型进行了仿真分析,再通过分析不同飞行姿态螺旋桨飞机实际回波的JEM特征验证了该模型。结果表明:JEM周期特征只取决于桨叶数量和转速,能可靠地从防空雷达回波中提取出来,而JEM其它特征与飞机结构、飞行姿态和雷达参数有较复杂的关系。     

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。     

大型飞机在风切变环境中的轨迹控制研究

基于低空风切变对飞行安全的影响,提出了一种控制低空风切变中轨迹的方法--改变油门加控制俯仰姿态的方法,这种方法从动力控制和飞机运动参数约束两方面提高了风切变中飞机的飞行安全性。动力控制主要是改变飞机的飞行速度,提高飞机飞行时所需的升力,俯仰姿态控制主要是防止飞机阻力过大,从而造成飞机的高度损失,同时也为了保证合适的升阻比。通过仿真分析,说明该方法可以大大提高飞机的低空安全性。     

涡桨发动机风车特性评估方法及试飞验证

涡桨发动机在空中起动之前的风车状态会产生一定的风车阻力,严重影响飞机的操纵性和稳定性,因此需进行风车阻力特性的准确计算评估,以化解飞行风险.针对涡桨发动机装机飞行中的风车特性,采用基于标准桨特性图修正原理,建立计算评估方案,并以某型涡桨发动机设计定型试飞为依托,进行不同工况下的试飞验证研究.结果表明:在相同高度,低速风车状态下,风车阻力随着速度增加而增大,而高速风车状态下,风车阻力随着速度增加而减小;随着高度增加,低、高速风车阻力均减小;低速风车状态下,桨叶角基本处于限动位,而转速随着速度增加而增加;高速风车状态下,转速达到平衡转速,桨叶角随着速度的增加而增大.可见,建立的涡桨发动机风车阻力计算方法合理、可行,计算结果精度满足试飞要求,能够为后续涡桨发动机空中起动科目的飞行试验提供技术支撑.     

高速航空螺旋桨翼型气动特性及数值仿真

为了提升高速航空螺旋桨的气动性能,通过计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD)方法研究了平凸翼型NACA4412、超临界翼型RAE2822和高雷诺数薄翼型NACA65206在不同马赫数Ma、不同攻角下的升阻比变化规律,以及翼型流场的马赫数等值线分布等。通过翼型的升阻比特性研究,选用NACA65206翼型设计了一款高速航空螺旋桨,并进行了螺旋桨流场的CFD仿真和气动性能计算。结果表明：随着马赫数从0.5提高到0.9,NACA65206翼型具有更好的升阻比特性,并且失速特性不断改善;采用NACA65206翼型设计的螺旋桨在0.6飞行马赫数下,推进效率高于80%,在0.7飞行马赫数下,推进效率高于75%,说明了使用薄翼型结合大后掠角度设计的高速航空螺旋桨具有较好的推进效率。     

亚音速下翼型气动性能数值分析

文章基于数值模拟的方法，研究NACA0012翼型的失速及流场参数改变对飞机的气动性能影响；运用SST k-ω湍流模型和Solution Steering收敛方法得出翼型的流场计算参数，并与美国航空航天局(NASA)的试验数据进行对比，验证计算翼型的准确性。结果表明：当Re为5×10⁶和10×10⁶时，最大升力系数随马赫数的变化波动较大，且变化趋势基本相同，最大升力系数出现在Ma=0.20左右，分别为1.46、1.59,是所研究范围飞机的最佳飞行状态；在低Re的情况下，翼型的最大升阻比随马赫数增大而先增大后减小，且翼型的最大升阻比出现位置在马赫数为0.20～0.30;在亚音速条件下，翼型的失速攻角在一定范围内随马赫数变化可以用对数函数进行定量描述。     

螺旋桨

螺旋桨有时也称为空气螺旋桨。当飞机的螺旋桨旋转时,它的桨叶把空气从前方吸入,然后在后面推出。这种推动飞机前进的方式与螺钉钻进木头的方式基本相同。同时,螺旋桨有着机翼的形状,它的桨叶的活动方式很像一个旋转的翅膀。螺旋桨的动力来源于飞机发动机,它为飞机前进提供推力,而不是向上的升力。     

水陆两栖飞机抑波槽高度对喷溅性能影响研究

抑波槽作为近年来抑制水陆两栖飞机喷溅效果较佳的措施之一,抑波槽高度合理性直接影响抑制喷溅的效果。通过两个抑波槽高度的单船身模型拖曳水池对比试验,比较同一状态两者喷溅包络线,分析抑波槽高度变化对飞机喷溅性能影响,表明减小抑波槽高度对螺旋桨处喷溅高度影响较小,但减弱了抑波槽抑制襟翼处喷溅的效果。     

基于对飞行员工效影响的旋翼螺旋桨流动及噪声分析

倾转旋翼飞机的主要噪音来源于螺旋桨,而噪声对飞行员工效具有非常大的影响。本文在分析噪音对飞行员工效影响的基础上,使用计算流体力学(CFD)方法对优化设计的旋翼螺旋桨流场进行了计算分析。通过数值计算得到了旋翼螺旋桨的拉力特性、功率特性等气动性能参数。螺旋桨的拉力系数CT、功率系数CP都随着进速比J的增大而减小,螺旋桨的推进效率随着进速比的增大,先增大后减小,在设计点附近,螺旋桨推进效率达到0.87以上。采用Lowson方法对螺旋桨的辐射噪声进行了初步分析,随着螺旋桨转速的提高,各方位总声压级指向性一致,并有所提高。     

涡桨飞机气动噪声的预估方法

本文对基于气动声学基础理论的涡桨飞机气动噪声预估方法进行了研究,发展了一种增升装置、起落架等机体部件噪声模型,建立了考虑迎角、机翼诱导干扰的螺旋桨噪声源模型,并结合等效噪声源法(ESM)方法考虑机体对螺旋桨噪声的散射,形成涡桨飞机气动噪声预估程序。采用某型涡桨飞机的噪声飞行试验数据进行了对比验证,预估结果相对于飞行结果在适航噪声测量点处的误差不超过2dB,表明了该噪声计算程序具备较高的预测精准度。     

动量法翼型阻力飞行测量技术

本文主要对动量法翼型阻力测量的飞行试验技术进行了研究。首先对动量法测量原理和试验飞机进行了简要介绍,然后重点对两种测试设备:尾流探头和尾流耙进行了研究,并提出了相应的飞行试验方法和测试难点。最后初步给出了数据处理方法和不确定因素分析。在国内尚未开展翼型阻力测量方面的飞行试验下,可为今后的飞行试验提供参考。     

浅析飞行中失速的影响和处置

失速可以发生在飞行的任何一个阶段,而且飞机失速对飞行安全会带来难以估计的影响。本文介绍了飞机失速的原因,飞行过程中对失速的预防以及飞机失速的判断与处置。     

亚音速飞行器壁面沟槽减阻研究与应用

固/气界面间强烈的剪切作用是亚音速飞行器壁面摩擦阻力产生的主要原因。该文基于k-ε湍流模型及动态网格划分技术,研究沟槽内微漩涡流动特性、沟槽结构对表面受力影响及沟槽内局部压力场及压差阻力的产生原因;以壁面阻力系数为计算目标,对沟槽形貌构型优化,获取亚音速飞行时具有最佳减阻效果的壁面沟槽形貌构型参数。在中国航天某研究院FD06风洞进行试验,试验结果表明:亚音速飞行器壁面沟槽结构可显著降低壁面阻力系数。Ma=0.4时,壁面摩擦阻力由1.7N降低为0.908N,减阻率为45.57%;Ma=0.8时,减阻率为13.5%;Ma=0.9时,减阻率为18.4%。     

调距桨锁轴拖带工况最小拖桨阻力和水动力矩

采用计算流体力学方法,对某典型5叶调距桨锁轴工况拖桨阻力以及相应的水动力矩随螺距和进流速度的变化特性进行了数值计算,分析了这些特性的流体力学机理. 数值计算基于有限体积法,通过数值求解螺旋桨周围三维黏性不可压缩流场RANS方程来模拟螺旋桨在各种工况下的流动特性. 计算结果表明：来流速度相等时该调距桨在最大正车螺距时拖桨阻力最大,其幅值约占同航速下船体阻力的80%,水动力矩也最大;在最大倒车螺距时拖桨阻力最小,其幅值约占同航速下船体阻力的50%,水动力矩比最大正车螺距时显著减小;零螺距时拖桨阻力大小居中,而水动力矩最小,接近为零. 上述结论可为船舶动力装置部分桨工况时联控曲线的设计和锁轴机构的设计提供理论参考.     

前起落架刚度对无人机起飞滑跑性能的影响

为解决无人机在起飞滑跑阶段前起落架压缩量变化引起升阻特性变化的问题,综合考虑发动机转速、螺旋桨效率以及地面摩擦力等因素,建立无人机的地面滑跑模型。研究了前起落架刚度变化对无人机起飞滑跑性能的影响,并利用Simulink建立了全机仿真模型。结果表明：在起飞重量一定时,整机升力系数随前起落架压缩量变化量线性变化,随着前起落架刚度增大,无人机三轮滑跑距离、前轮离地迎角以及前轮离地速度均在一定程度上减小。仿真结果与理论分析相符,验证了模型的有效性。     

某型运输机螺旋桨有效拉力的应变法测量技术

为了得出某型运输机螺旋桨在飞行中的实际使用效率,根据螺旋桨和发动机的安装情况,经受力分析,决定尝试通过应变法测量螺旋桨的有效拉力来计算其使用效率。通过对地面加载试验及数据处理方法的研究探索,给出了计算螺旋桨拉力的载荷方程。并通过试飞对载荷方程进行验证,以探索应用应变法测量螺旋桨拉力方法的可行性。     

浅析飞机积冰的原因及防冰策略

飞机积冰会严重影响飞机的性能并危及到飞行的安全,现代飞机都装有先进的防冰系统,该文主要对形成积冰的原因并主要探讨了从飞行中和起飞前地面除,防冰两个方面,说明了积冰对飞行的影响以及正确的防范措施说明积冰的处置和除．防冰的方法。