某无人机多点式起落架风洞试验研究

降低起落架阻力是提高飞机气动性能的关键技术之一。以某型无人机多点式起落架为研究对象,基于风洞试验技术对比分析前/后起落架的零升阻力系数,并提出改善起落架阻力特性的方法。试验结果表明,前起落架构型零升阻力系数最大,相比于干净构型,零升阻力系数增加81%,最大升阻比降低31%。取消前/后机轮作为对照组,获得机轮的零升阻力系数,研究发现前机轮零升阻力系数为0.014,后机轮零升阻力系数为0.001,后续可以给前起落架安装整流罩以降低阻力。

客机复材机身货舱门口框结构设计

探讨客机复合材料机身货舱门口框结构的设计技术,介绍复合材料的特点、优势和应用领域,以及机身货舱门口框结构的功能、要求和设计方法。从结构形式、材料选择、开口R角及铺层设计对蒙皮加强影响等方面分析复合材料机身货舱门口框结构设计中的关键问题以及采取的相应措施和技术手段,给出一个复合材料机身货舱门口框结构在某型客机上的应用方案和效果评价,并与传统的金属结构进行比较分析。

基于边界层抽吸的埋入式进气道性能优化研究

埋入式进气道具有隐身性能好、飞行阻力低等优点,此类进气道通常具有低速性能优良、高亚声速性能偏低的基本特征。为了提升飞机巡航状态下(H=11000m、Ma=0.6)的进气性能,在进气道前设计加装了边界层抽吸孔,重点分析了边界层抽吸位置及抽吸流量对进气道性能的影响规律。数值仿真结果表明,在进气道前适当位置进行边界层抽吸能够排出部分近壁面低能量气流,从而提高进气性能;随着边界层抽吸流量的增大,进气道性能逐渐增加;抽吸流量一定时,边界层抽吸位置对进气性能影响较小。因此,在进气道前设计边界层抽吸装置是提升埋入式进气道高速阶段进气性能的有效手段。

螺旋桨飞机风挡防鸟撞能力分析研究

鸟撞是威胁航空安全的重要因素之一。对于螺旋桨飞机而言,结构前方如果布置有螺旋桨,则桨叶及其运动会对飞鸟撞击结构起到一定的防护作用。本文针对前方布置有螺旋桨的风挡进行分析研究,提出以飞鸟越桨撞击风挡概率作为风挡防鸟撞能力的评价指标,基于对飞鸟穿越螺旋桨的机理分析,构建飞鸟越桨撞击风挡概率的评估模型,并开展参数化分析研究。研究表明,对于风挡防鸟撞能力而言,桨叶数目、鸟和飞机的相对飞行速度等因素属于较为敏感的因素,该规律性结论可为评估螺旋桨飞机风挡防鸟撞能力提供参考。

大气气溶胶对K8E飞机铝合金零件的腐蚀作用

简要介绍了大气气溶胶及其腐蚀的概念;通过分析K8E飞机服役地区的大气数据,确定该地区大气气溶胶的主要来源及成分,分析了大气气溶胶成分对K8E飞机铝合金零件的腐蚀作用。结果表明:腐蚀初期Cl^(-)和H^(+)的溶解破坏了铝合金表面氧化膜,气溶胶在冷凝环境中形成液滴,液滴在表面局部区域形成电化学电池,引发和加速铝合金腐蚀,生成腐蚀产物,甚至导致应力腐蚀开裂、剥蚀等宏观破坏形式。

无人机埋入式进气道气动特性数值仿真研究

埋入式进气道具有隐身性能好、飞行阻力低等优点,对提升无人机巡航经济性及战场生存能力具有重要意义。为了全面研究此类进气道的气动特性,在无人机概念布局下设计了埋入式进气道方案,并进行了数值仿真研究,重点分析了埋入式进气道性能随飞行速度、飞行迎角及出口马赫数的变化规律。计算结果表明,随着飞行速度逐渐增大,埋入式进气道总压恢复系数先逐渐提高后急剧降低,畸变指数DC_(60)先减小后增大;在常用迎角范围内,随着迎角的增大,进气道总压恢复系数逐渐降低;在出口马赫数0.3~0.48的范围内,随出口马赫数的增加,进气道总压恢复系数略微提高,畸变指数DC60有所减小。

复合材料层压板雷电防护设计试验与验证

为了验证某型飞机复合材料结构雷电防护设计的有效性,本文针对飞机复合材料结构设计了不同密度铜网防护、不同雷电分区的复合材料层压板雷电流冲击试验,通过目视损伤观察、热成像仪观察、超声波无损检测,横向和纵向对比复合材料层压板的雷击损伤程度和特征。基于雷电试验,分别获得了6种分区各型试验件的损伤情况,并按损伤严重程度进行试验件归类与分析,定性验证了某型飞机复合材料雷电防护设计的有效性。同时发现当前雷电防护设计有优化的空间,建议目前1区选用的CU195铜网降一级选用CU142铜网,对其他雷击区域的铜网规格也提供了建议,分析结果对后续复合材料结构的防雷电设计具有一定参考意义。

斜置翼飞机转掠升阻特性试验研究

斜置翼飞机是变体飞行器的一种,能够通过机翼转掠实现高低速气动特性兼顾,具有重要的研究价值.为了全面研究此类飞机的气动特性,开展了斜置翼飞机气动方案设计,并在航空工业气动院FL-60风洞进行了试验研究,重点分析了马赫数0.7及1.4条件下全机升阻力特性及俯仰力矩随机翼转掠角的变化规律,试验结果表明,在所研究的转掠角范围内,亚声速条件下,随着机翼转掠角的增加,全机升阻力系数逐渐减小,但升力系数减小的幅度更大,导致全机升阻比逐渐降低,全机稳定度逐渐减小,小转掠角甚至机翼不转掠是更优的飞机构型;超声速条件下,随着机翼转掠角的增加,全机升阻力系数同样逐渐减小,阻力系数首先大幅度降低,但当转掠角增加超过一定范围时,升力系数又急剧减小,导致全机升阻比先增加后降低,从升阻比最优来看,60°左右的大转掠角是更佳的超声速飞机构型;超声速条件下,相对0°转掠角的力矩参考点,全机呈不稳定状态,随着转掠角的增加,不稳定度也逐渐增大.