边条翼布局流场及其双垂尾抖振特性研究

对边条翼双垂尾布局模型的流场进行了激光片光源显示实验研究.实验在西北工业大学NF-3风洞三元实验段进行.实验记录了沿机身轴向从边条到垂尾后缘共8个剖面位置的流动状态.测试迎角范围10°～35°,风速4 m/s.通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与前期双垂尾抖振实验获得的模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现：垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关.从而得出结论：边条涡破裂是引起边条翼布局双垂尾抖振的主要原因.

民用飞机翼梢小翼多约束优化设计

采用Lagrange乘数优化方法,约束升力系数和机翼翼根弯矩,通过修改机翼+翼梢小翼组合体的结构外形,减小机翼的诱导阻力和形状阻力,提高机翼的展向效率和升阻比的大小。成功的实例设计结果表明,本文方法对民用飞机机翼-翼梢小翼的设计具有应用价值。

宽体客机巡航机翼变弯度减阻技术

针对宽体客机可变弯度机翼,建立了适用于原理性研究的参数化模型,验证了方法的可行性。以CRM机翼为研究对象,开展了前后缘变弯度对气动力、压力分布和展向升力载荷分布的影响分析,研究了巡航速度多个升力状态下的最优变弯度,并对比了单独变后缘弯度和前后缘同时变弯度的差异。研究结果表明:宽体客机机翼前后缘小角度偏转可使气动特性产生较明显变化,其中后缘变弯度的影响更为显著;定升力状态下通过变弯度可改变机翼展向当地攻角及弯度分布,从而减小激波阻力或诱导阻力;在小升力系数时变弯度获得的减阻量不超过0.0001,而较大升力系数时可达0.0010,并同时降低翼根弯矩、改善激波诱导分离;相比于单独变后缘弯度,前后缘同时偏转可在进一步抑制抖振边界附近低头力矩增长的同时获得更大的减阻量。研究过程充分体现了建模方法在避免引入型面质量干扰、提高三维外形及网格生成效率上的优势,得到的原理性结论可为可变弯度机翼技术的工程应用提供参考。

双垂尾抖振实验研究

边条翼双垂尾布局是新一代战斗机的主要布局形式,这种气动布局可能引起双垂尾抖振,是飞机设计中的一个技术关键。边条翼布局双垂尾的抖振特性实验研究在西北工业大学低速风洞进行,测试迎角范围:0°～50°。实验还将垂尾位置前移了30mm(15.8%垂尾平均气动弦长)进行测量,并将垂尾前后2种位置的响应进行了对比分析。对2种模型都测量了垂尾的根部弯矩响应和翼尖加速度响应的时间历程,经数据处理得出弯矩和加速度脉动响应的均方根值及功率谱密度分布。实验结果表明:1抖振主要发生在一弯模态;2当迎角达到20°后,翼根弯矩响应和翼尖加速度响应都急剧增加,抖振起始迎角约为20°;3抖振响应在迎角27～40°之间最大;4垂尾前后位置对抖振起始迎角影响不大,但对抖振响应强度有明显影响;5边条涡破裂是诱发边条翼布局双垂尾抖振的主要原因。

展向动量测定法与前掠翼流动机理研究

为揭示前掠翼与后掠翼的流动差异,研究前掠翼流动的特点和机理,设计了可进行直接比较的具有相同翼型剖面、相同展弦比、无根梢比的前掠45°(Λ=-45°)与后掠45°(Λ=45°)机翼模型,采用基于雷诺平均N-S方程流场求解器对前掠和后掠翼低速纵向气动性能进行数值模拟计算,并提出了展向动量测定法前掠翼流动机理进行了深入分析,研究结果表明:1)前掠翼展向动量输运使得升力向翼根汇聚,前掠翼展向升力分布更接近于椭圆分布,致使前掠翼诱导阻力更小;2)黏性对前掠翼的流场计算影响很大,文献中基于势流理论得到前掠翼比后掠翼气动性能好的结果是不准确的;3)在小迎角时,前掠翼气动效率与后掠翼相当,仅在最大升阻比迎角时前掠翼优于后掠翼,中等迎角下前掠翼翼根分离导致气动效率下降,但前掠翼具有更好的大迎角失速特性,有利于前掠翼大迎角飞行;4)相同总升力的情况下,前掠翼的翼根弯矩只有后掠翼的翼根弯矩的89.4%,采用前掠翼更有利于减轻机翼的结构重量。

边条翼布局双垂尾抖振特性与机理风洞实验研究

对两种平面形状的边条翼布局模型分别作了双垂尾抖振实验和涡流场激光片光源显示实验研究。抖振实验测量了两种模型双垂尾的翼根弯矩响应和翼尖加速度响应,涡流场显示实验记录了两种模型上典型位置上的涡流场发展状态。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:(1)垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关;(2)主翼后掠角较大的情况下,机翼前缘涡与边条涡相互干扰,不但加快了涡的破裂使得双垂尾抖振起始迎角减小,而且使得垂尾的抖振响应较大。

基于模糊逻辑的弹性飞机机动载荷主动控制

为减小多操纵面无尾飞翼飞机的机动载荷,建立了机动载荷控制问题的多变量优化问题数学模型,并采用分布估计算法进行求解,得到不同马赫数条件下各操纵面的控制分配系数。在此基础上,运用T-S模糊理论对控制分配系数进行模糊合成,得到了模糊控制分配系数,从而无需重新设计即可实现全包线范围内的鲁棒机动载荷控制。仿真实验结果表明,采用基于模糊逻辑的机动载荷控制方案可使机动飞行时翼根弯矩增量的峰值减小率高达80%以上。

飞机小翼改装和燃油经济性研究

采用等转角法约束升力系数和机翼翼根弯矩,通过修改机翼 + 翼梢小翼组合体的结构外形,减小机翼的诱导阻力和形状阻力,提高机翼的展向效率和升阻比的大小。成功的实例设计结果表明,本文方法对民用飞机机翼一翼梢小翼的设计具有应用价值。

弹性机翼阵风减缓控制策略风洞试验

介绍了2种用于弹性机翼阵风减缓的控制策略。第1种控制策略是模态阻尼增强的阵风减缓(MDEGA),通过反馈翼尖振动速度驱动副翼做卸载偏转,从而减缓机翼的动载荷及振动。第2种控制策略是基于阵风感知的阵风抑制(GSBGS),由阵风探测器感知阵风速度并前馈给副翼做出偏转,利用副翼操纵力抵消阵风载荷。为验证2种控制策略的实施效果,以某弹性飞机缩比模型的大展弦比机翼为研究对象,进行了阵风载荷减缓原理风洞试验。试验结果表明2种控制器对机翼一弯模态的阵风响应减缓效果显著,翼根弯矩和翼尖过载峰值的减缓量均超过50%。与MDEGA相比GSBGS对峰值外频率点阵风响应的减缓更加有效。2种控制策略各具特点,可为工程设计提供参考:MDEGA等效于增加结构阻尼,不需要精确测量阵风,但受气动伺服弹性稳定性约束;GSBGS是开环控制,不改变飞机动态特性,但严重依赖于阵风探测的精度。

随机机翼结构阵风响应的分布函数及灵敏度分析

随机结构在随机激励作用下的结构响应具有随机不确定性,响应的分布函数(CDF)能够充分地体现响应量分布变化规律,只要掌握了响应的CDF,就可以进一步掌握响应的统计信息。基于响应的CDF,对基本变量的分布参数进行灵敏度分析,可以表明基本变量的随机不确定性对输出响应的随机不确定性的影响程度,从而清楚地表明重要随机变量和非重要随机变量,为降低变量维数和优化设计提供依据。针对承受阵风激励的典型喷气运输机(BAH)的机翼,采用近似解析法、Monte Carlo模拟(MCS)法以及本文所建立的分层线抽样(SLS)方法对机翼的翼根弯矩(RBM)进行CDF求解,并进行CDF的灵敏度分析,通过分析得到第二阶和第五阶模态的质量和频率对阵风响应的CDF影响较大的结论。

机翼和翼梢小翼一体化设计

在前期翼梢小翼外形参数优化工作的基础上,进一步研究和探讨了多级响应面法在机翼和翼梢小翼一体化设计中的应用。采用多级响应面法,数值模拟求解k-ε湍流模型的N-S方程,同时结合统计学分析方法,提高了计算效率和准确性。以最大升阻比为目标函数,约束升力系数和翼根弯矩系数。共选取了14个外形参数,进行了126次实验。优化得到的最大升阻比为21.61890。在优化得到的外形参数条件下,直接进行数值模拟实验得到的最大升阻比为21.64095,两者相对误差为0.102%。与仅优化翼梢小翼的结果相比,机翼和翼梢小翼一体化精细优化设计得到的最大升阻比提高了4.65%,总阻力减少了5.39%,整机的气动性能得到进一步的提升。同时,翼根弯矩系数减少了4.60%,改善了对结构强度的设计限制。

边条翼布局双垂尾抖振试验研究

边条翼布局双垂尾抖振实验研究包括四个方面：边条翼布局双垂尾抖振特性实验研究、边条翼布局双垂尾抖振的发生机理实验研究、边条翼布局双垂尾抖振的表面压力测量实验、边条翼布局各主要参数对双垂尾抖振响应的影响研究。通过实验对边条翼布局双垂尾抖振特性进行了全面的研究，了解了边条翼双垂尾抖振响应的特点、引发双垂尾抖振的主要因素及边条翼各主要参数对双垂尾抖振响应的影响规律等，为以后工程实践提供了很好的参考。