塔中隆起F_(Ⅱ)21断裂带油气成藏过程与多相态成因

针对塔中隆起F_(Ⅱ)21断裂带奥陶系油气藏相态分布复杂问题,基于构造解析、地球化学的综合分析认为,原油密度、天然气干燥系数及气油比等参数的平面分布趋势与走滑断裂分段构造密切相关,翼尾构造带北部发育凝析气藏,南部依次发育挥发性油藏与原油油藏。F_(Ⅱ)21断裂带与北部拗陷富满、顺北地区原油生源相同,主要来源于下寒武统烃源岩。原油成熟度沿断裂带由北至南依次降低,断裂带北部主要为原油裂解气,中部与南部主要为干酪根裂解气。F_(Ⅱ)21断裂带经历多期油气充注,翼尾地堑部位为油气有利充注点,喜马拉雅期盐下原油裂解气的强烈充注改造是北部凝析气藏形成的重要原因,受古构造影响,晚加里东期与晚海西期生成的原油资源主要于翼尾地堑构造南部鼻状隆起区域聚集成藏。

基于高仿生形态布局的仿鸽扑翼飞行机器人系统设计

针对现有扑翼飞行机器人存在的飞行形态与实际鸟类相差较大,以及翅膀、尾翼布局和俯仰、转向控制方式仿生度较低的问题,提出一种形态布局与鸽子相仿的扑翼飞行机器人系统设计及实现方案.通过设计弧面-折翼-后掠翅膀、仿鸟扇形尾翼以及尾翼挨近翅膀后缘布置的布局方式,使扑翼机器人飞行形态更加接近真实鸟类,提高扑翼机器人的形态仿生度.在此基础上,设计结合下扑角调控无需尾翼大角度上翘的俯仰控制方式,以及不依赖于尾翼的翅膀收缩转向控制方式,在提高仿生度的同时保证飞行控制的有效性.在具体设计过程中,首先参考鸽子翅膀型式选择不同类型翅膀并进行风洞测试,确定出下扑角变化时仍能保持较优升推力性能的翅膀设计方案;其次,对各种尾翼型式进行分析和比较,结合鸽子尾翼特点进行仿鸽尾翼及俯仰、转向控制机构设计,并通过风洞测试验证;最后,设计飞控系统并装配整机,进行外场飞行测试,验证仿鸽扑翼飞行机器人平台的稳定性和可控性.

复材机尾翼前缘除冰安全气囊安装

对复材机尾翼前缘除冰安全气囊安装技术要求、安装过程,除冰安全气囊的工作原理、安装过程的细节、注意事项和安装过程遇到的问题等进行简要介绍,为复材机尾翼前缘零件除冰系统的安装提供参考和借鉴。

基于H型翼梁的无人机整体尾段的设计与分析

针对某型无人机设计总体方案针对尾段结构提出的减重及降低综合成本的优化目标,本文基于复合材料“整体化”设计及翼身融合布局设计的新概念,设计了一种基于H型翼梁的将平尾、尾罩翼身融合一体的无人机整体尾段结构。在7 g过载、5°侧滑角两种飞行工况下对结构进行了有限元分析,结果显示整体尾部的强度安全系数高达1.5倍以上。研究结果表明,整体式尾段结构达成了结构减重30%、综合成本降低30%以上的设计指标,并具有结构简单、重量轻、载荷传递效率高等优势,满足了无人机轻量化结构设计的需求,并为类似结构的设计提供了可靠有效的参考。

尾座式电动飞机复合材料机翼结构优化设计

以复杂地形地区物资快速投送平台设计为背景,开展尾座式电动飞机复合材料机翼设计研究。对机翼结构载荷进行分析,对机翼结构构件布置和铺层进行设计,形成复合材料机翼结构设计方案。建立复合材料机翼结构有限元模型,开展典型工况条件下的静力分析,得到机翼结构变形、应力和Tsai-Wu失效因子分布。采用分步优化策略,以机翼结构铺层厚度和铺层角度为设计变量,开展机翼结构质量优化计算,优化结果表明,优化后的机翼结构在满足强度和刚度要求下质量减轻约47.77%,可为尾座式电动飞机结构设计提供重要参考。

发动机进排气对某型靶机气动特性影响研究

为了更逼真地模拟典型四代机气动布局形式,某型靶机采用了V尾、翼下进气的布局形式,但这种布局形式容易受到发动机进气和排气效应的影响,实际气动特性与风洞试验结果或常规进气道堵塞模型数值仿真结果存在一定差异。为了对发动机进排气影响进行定量分析和机理研究,本文采用带发动机进排气模型的飞行器外流场数值模拟方法对不同飞行速度条件下的该飞机气动力和俯仰力矩、静稳定性的变化开展了计算和分析。计算结果表明,发动机进排气显著增大了该靶机的低头力矩,改变了升阻比,提高了航向稳定性,并且改变程度与飞行速度相关。将计算结果应用到动力学建模和仿真及控制律参数优化中。利用仿真模型开展了试飞结果预测。试飞结果显示,考虑发动机进排气影响后,该靶机动力学仿真结果与试飞数据较为接近,表明动力学模型与飞机模态特性较为相似。本文所采用的带发动机进排气的靶机气动特性数值模拟和评估方法,有助于提高飞发耦合布局的飞行器气动特性分析准确度,有利于识别出发动机进排气对飞行器整体气动特性的影响程度,为飞行器布局设计和优化、控制律设计和仿真、试验设计和风险识别提供了参考。

浮升一体化飞艇尾翼关键参数敏感性分析研究

浮升一体化飞艇具备安全性、超大有效载荷、超长航时与超远航程等独特优势,可应用于多个领域。但尾翼设计对飞艇气动性能的影响尚缺乏研究。本文基于工程实际需求,开展浮升一体化飞艇尾翼关键参数敏感性分析研究,通过分析尾翼纵向位置、尾翼倾斜角、尾翼面积等关键优化参数对于飞艇气动性能的影响规律,为飞艇气动外形优化设计提供设计参考及依据。

尾翼片展开同步性测试方法研究

为使测试高效运行研制了一种炮弹尾翼舱翼片展开同步性地面测试系统。通过分析尾翼舱结构特性和翼片解锁机理,使用地面固定底座模拟弹翼锁紧机构施加的解锁力,环形挡板支架放置展开的翼片,在对应位置安装激光对射开关检测翼片完全展开的数量。针对激光对射开关和Arduino系列开发板的接口逻辑构思了尾翼片激光测量电路,设计了开发板载计时软件处理激光对射开关返回参数,记录每片完全展开翼片的时间(精确至1 ms)。之后分别使用混合域示波器和高速摄像对尾翼舱地面测试系统的计时精确性进行测量验证,该测试系统通过验证,已应用到工厂装配生产线中。

民用飞机平尾前缘鸟撞数值分析及试验验证

用电子液压拉伸试验机与分离式霍普金森拉杆(SHTB)装置进行2024-T3、7075-T6铝合金材料不同应变率的拉伸试验,拟合出反映两种材料应变率强化效应的Johnson-Cook本构方程。通过SHTB动态拉伸试验获得7种铆钉的极限拉伸、剪切载荷。基于瞬态动力学软件PAM-CRASH,利用元件级材料试验获得铝合金本构方程及连接件动态失效参数,耦合光滑粒子流体动力学(SPH)方法与有限元方法建立民机平尾前缘鸟撞数值模型进行试验并验证数值计算结果。计算、试验结果的一致性表明,所建鸟撞数值计算模型合理、可靠。整个积木式试验、分析流程可为民机结构抗鸟撞设计提供有力参考。

超声速机翼－尾翼对突风动态响应的数值方法

本文以Ｇｒｅｅｎ函数为基础的边界元法，结合时间历程法，计算机翼－尾翼组合体对突风动态响应的气动性能。本文介绍的方法，特别适于研究、分析各类飞行器非定常动态响应，为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一个行之有效的计算方法。编制的计算程序快捷、精度好。本文提供了单个机翼对突风动态响应的几个算例，有的与Ｌｏｍａｘ解进行了比较，吻合得很好，说明本文所使用的方法是可行的，程序是成功的。对于机翼－尾翼组合体的数值结果，则进一步提供了尾翼受机翼洗流影响的过程。

双立尾和三角翼之间的气动干扰实验研究

在北航的风洞和水洞中进行了关于双立尾与三角翼组合外形的气动特性实验研究,研究了不同位置的立尾与三角翼的干扰机理。实验选取4个不同后掠角三角翼、每个三角翼设置6种立尾位置,研究这些参数对三角翼气动特性的影响。基于实验结果的分析和比较,提出了气动干扰的机理,比较了立尾的展向和弦向位置的干扰特性,以及三角翼和立尾特性间的干扰,最后给出了最优的立尾位置。

双立尾/三角翼布局的立尾抖振研究

在北航的风洞中进行了双立尾一三角翼布局的立尾抖振实验，目的是研究立尾抖振产生的原因。主要采用了激光测振仪测立尾加速度和动态压力传感器测立尾表面的动态压力的实验方法。实验结果表明在旋涡破裂以后，立尾上就会产生强烈的抖振。抖振是由立尾上表面压力的周期性脉动造成的。对机翼和立尾表面的压力频谱分析表明，立尾上的压力脉动来源于机翼前旋涡破裂流中的螺旋波。对于本实验使用的模型来说，当机翼迎角α=0°-20°范围，由于流动是附着流和涡流，所以立尾没有明显抖振；当机翼迎角在α=20°-56°范围，立尾处在破裂涡流的范围，立尾抖振明显，并且抖振强度在35°-50°之间达到最大。因此，三角翼破裂涡流中的螺旋波正是双立尾产生抖振的主要原因。

边条翼布局主要参数对其双垂尾抖振响应影响的风洞实验研究

对边条翼布局的双垂尾抖振问题进行了较为深入的风洞实验研究。实验采用简化边条翼双垂尾半模。通过对垂尾的表面脉动压力、根部弯矩和翼尖加速度的测量,研究了边条后掠角、机翼后掠角、垂尾弦向位置及垂尾展向位置对边条翼布局的双垂尾抖振响应影响的规律。结果表明:①边条后掠角越大,双垂尾抖振起始迎角越大;②机翼后掠角对垂尾靠内时的抖振响应影响较小,而当垂尾靠外时,大后掠机翼的垂尾抖振响应相对较小;③垂尾弦向位置对垂尾抖振起始迎角影响较小,但对最大抖振响应影响较大;④垂尾的展向位置越靠外,垂尾抖振起始迎角就越小,但最大抖振响应也越小。

拖网的网袖结构对其性能的影响

将拖网袖端由单燕尾改为双燕尾结构,改善了拖网上纲和网袖网线的受力,有利于网口的垂直扩张。经网模水池对此试验验证,双燕尾袖端结构对于提高拖网网口垂直扩张具有较为明显的效果,且根据试验观察,设计网在常规拖曳速度下,网形良好、稳定。理论分析与试验结果相符。

一种变体尾翼的气动-隐身特性研究

飞翼布局具有较好的气动和隐身性能,但也存在航向稳定性缺失、航向操纵效能不足等先天缺点。针对一种小展弦比变体飞翼布局飞机,提出了多功能变体尾翼概念,可依据飞行和任务需求自适应改变飞机气动布局形式,以解决飞翼布局的横航向稳定性与控制问题,同时又兼顾全机的隐身特性。通过对多功能变体尾翼气动、隐身特性研究,以及风洞、微波暗室试验验证,表明该变体尾翼具有良好的气动-隐身综合性能。以马赫数0.9、迎角0°为例,尾翼打开45°后,偏航力矩系数对侧滑角导数值从-0.0001增大至0.0004,航向稳定性明显得到改善;马赫数0.9和2.0时,尾翼上反打开45°后,焦点分别后移1.0%和前移5.3%平均气动弦长;隐身特性方面,尾翼打开时隐身性能有所下降,尤其是对"垂直-垂直"极化影响较大,雷达散射面积峰值视角变宽,平均高出约5dB (X^Ku频段)。对于小展弦比变体飞翼布局方案,提出的多功能变体尾翼概念较好地解决了飞翼横航向稳定性及控制问题,具有一定的应用价值。

大客车不同前围和尾翼下的风洞试验对比研究

为评价客车的气动特性,针对一量产大客车模型进行不同前围造型和尾翼方案的风洞试验对比研究。结果表明,前围倾角加大,气动阻力系数变小;侧向力系数随横摆角增加而大幅增加;加装合理尾翼可减少气动阻力。

双垂尾对边条翼布局大迎角升力影响机理研究

对边条翼双垂尾布局的垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究。采用CFD方法分析一个类似于F-22战斗机的模型,发现在低速大迎角条件下,脱体涡流经垂尾外侧;垂尾下部附近气流方向向后并向外;垂尾外侧存在低压区,而垂尾内侧和垂尾间的机身上表面存在高压区。认为脱体涡在垂尾外侧表面产生吸力,在涡核下方诱导出向外的速度分量,致使垂尾处于"侧滑"气流中,从而使其表面压力内高外低,除了产生指向外侧的法向力外,也传递内侧高压至机身上表面。外倾垂尾上向外的法向力和机身上表面的高压区,是减小大迎角升力的直接原因。

翼型宽尾墩后河床冲刷机理研究

对溢流坝段闸墩尾部型式进行了试验研究，特别对翼型宽尾墩引起的挑跌水流作用于河床上的动水压力特性、挑距及冲刷范围随平均流场参数变化的规律作了探讨． 并将定床试验的力学特性与动床试验的冲坑特性之间的关系作了初步研究，给出了冲坑深度与范围的计算方法．

机翼-机身-尾翼结构的跨音速颤振分析研究

利用无限插值方法 ( TFI)生成三维多块贴体运动网格 ,以 Navier- Stokes方程为控制方程 ,求解机翼 -机身 -尾翼结构的跨音速非定常气动力 ,并与颤振方程耦合迭代计算 ,求解飞行器广义位移响应的时间历程 ,根据广义位移的时间历程的衰减、等幅和发散振荡等情况确定飞行器跨音速颤振临界条件。为了提高计算效率 ,研制了以多台微机组成的分布式计算系统。开发了颤振分析并行软件。经算例验证 。

超声速机翼－尾翼组合体的非定常气动力边界元法

本文以Ｇｒｅｅｎ函数为基础的边界元，应用时间历程法，计算机翼－尾翼组合体的非定常气动性能。这为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一种有效和完善的计算方法。本文介绍的方法，特别适用于研究、分析各类飞行器非定常动态响应过程的数值计算，例如飞机对突风动态响应等。本文提供的三维机翼的超声速启动过程非定常气动力数值结果，与Ｌｏｍａｘ理论解作了比较，可以看到吻合得很好，说明本文所使用的方法是可行的。对于机翼－尾翼组合体的数值结果，则进一步提供了尾翼受到机翼的洗流影响过程。