摘要：气动升力协同列车是一种新型高速列车的概念模型,旨在提高运行速度的同时兼顾列车整体耗能与寿命周期成本。其通过加装升力翼,提高列车的气动升力,从而减少列车轮毂磨损。为设计出适合现有高铁限界约束的升力翼,本文采用Hicks-Henne翼型参数化方法和遗传算法,建立了考虑列车外型与高铁限界约束的气动优化方法,并利用此方法开展了翼型优化设计,以优化翼型为基础设计了加装翼梢小翼的三维升力翼模型。研究表明:采用本文优化设计方法得到的优化翼型,相比基础翼型,升力系数提升13%,阻力系数几乎不变。加装翼梢小翼可以有效的减小升力翼的气动阻力,通过对比不同外倾角和后掠角的小翼气动特性,设计出了一种外倾角为15°、后掠角为30°的较优升力翼模型,其最大升力系数可达到1.8247。

摘要：电脉冲除冰系统具备重量轻、能耗低、效率高等诸多优势,在飞机除冰领域应用前景广阔。基于损伤力学原理,考虑了界面脱粘、冰层断裂与裂纹扩展对冰脱落的影响机制,发展了一套电脉冲除冰有限元模型,对电脉冲除冰过程进行了瞬态动力学仿真。通过对仿真模型与实验结果进行比对分析,证实了该模型较传统模型具有更高的准确性和合理性,为电脉冲除冰系统设计提供了新的、更精确的仿真手段。此外,还对一系列影响冰脱落的关键参数进行了深入探讨,包括冰层断裂强度、断裂能、冰层与蒙皮之间的法向粘附强度以及剪切粘附强度等。研究表明,影响电脉冲除冰效果最显著的因素是冰层与蒙皮之间的界面剪切强度,这些发现有助于促进复合式防除冰系统的设计,从而实现更高的除冰效率。

摘要：气动升力协同高速列车是一种通过添加串列升力翼提高列车气动升力,实现高速列车整体能耗和全寿命周期成本下降的创新型高速列车概念。由于升力翼使得列车的净重量下降,车轮与轨道之间的作用程度减弱进而降低了摩擦阻力和车轮的磨损。为减少串列翼之间的气动干扰,在铁路限界约束条件下,基于数值模拟方法,研究了不同壁面距离和攻角下的升力翼气动特性,提出了一种较优的升力翼气动布局,在此基础上开展翼型优化设计。研究结果表明:后翼处在前翼的尾迹区时会存在显著的升力损失,且气动损失随着前翼攻角的增大而增大。通过翼型优化,可以有效改善后翼的气动特性,相比原始翼型,新翼型的升力系数提升了14.06%,升阻比提升了10.71%。

摘要：高速列车升力翼通过气动增升实现车体等效减重,为高速列车节能降耗提供了新思路。升力翼气动性能直接影响等效减重效果,研究车顶–升力翼组合体在不同工况下的气动特性对列车升力翼设计具有重要意义。采用计算流体力学方法和k–ε模型进行数值仿真研究,分析了车–翼连接杆对升力翼气动特性的影响,研究了升力翼飞高、来流速度、迎角等设计参数对升力翼气动特性的影响规律。研究结果表明:采用NACA0012翼型剖面的车–翼连接杆对升力翼升力和阻力的影响不超过3.7%;在车顶模型前缘引起的高速气流影响下,随着升力翼飞高增大,冲击升力翼的气流速度减小,升力有减小的趋势,在3倍弦长飞高范围内,不同飞高升力翼的升力差值最大不超过3%;当来流速度增大至90 m/s以上时,升力翼的升力系数和阻力系数分别稳定在1.62和0.61附近;在0°~22°迎角范围内,升力翼升力系数不断增大,迎角大于22°后,升力翼升力系数减小。

摘要：随着高速、超高速轨道交通的快速发展,需要发展新型的风洞设备,实现风洞性能和试验能力的突破。磁浮飞行风洞是利用真空管道列车概念结合动模型试验技术提出的一种新概念风洞设备,可以构建出更加接近真实状态的测试环境。本文从磁浮飞行风洞基本概念、国内外研究现状及发展趋势、试验技术、应用需求等几个方面开展论述。首先论述了国内外传统风洞和动模型设备的现状及发展趋势,指出了发展磁浮飞行风洞的必要性;其次,重点对磁浮飞行风洞需要发展的试验技术进行了分析;最后,对磁浮飞行风洞在超高速轨道交通及其他领域的应用需求进行了展望。

摘要：为在飞机热气防冰系统设计过程中准确计算防护表面的防冰热载荷,以某飞机翼段模型为例,对防冰热载荷计算开展了研究,给出了计算流程,研究了来流速度、高度、温度、液态水含量和水滴直径等环境参数变化对翼段表面热载荷分布规律的影响。研究结果表明:(1)热载荷主要分布在机翼前缘,且越靠近翼尖部分热载荷数值越大,热载荷曲线呈现中间低两边高的分布;(2)表面热载荷分布范围和量级与来流速度和水滴直径呈正相关关系;飞行高度的变化对表面热载荷分布的影响较小;来流温度降低或液态水含量增加,热载荷数值增大但分布范围不变;水滴直径增加10μm,上翼面热载荷分布范围增加约50%。

摘要：在结冰风洞中进行冰形测量,传统的接触方法测量精度低、对冰形有损坏,且只能获得二维的冰形迹线。采用双目视觉测量与结构光方法相结合的三维扫描技术,利用两个CCD相机和一个光栅投射器,辅助旋转平台和计算机,构成一个三维非接触扫描系统。通过解决冰的透光性以及结冰风洞低温高湿的环境影响,设计加热保温装置,并探索多种显影剂及播撒方法,实现对透明光冰的非接触测量。实验结果表明:采用三维扫描系统测量冰形的精度可达到0.1 mm,可以满足小尺度模型结冰外形的三维非接触测量,可在实验研究或工程实践中使用。

摘要：获取低温结冰风洞试验中模型表面的冰形三维数据,有利于分析结冰对模型气动力特性的影响,为优化模型的防除冰设计提供依据。由于低温结冰风洞现场的低温环境,现有视觉测量法的核心部件难以稳定工作,而且试验结束后,风洞现场温度将升高,有效测量时间短,因此冰形测量面临巨大挑战。为此,设计了一种热平衡与外部保温相复合的低温防护系统,保证设备内核心器件工作在适宜的温度;提出了一种投影加速与低温防护相复合的冰形快速三维测量方法,通过光源和微镜的配合共同完成两个阶段曝光实现灰度复合,减少测量时单次投影图像的总周期数,从而提升整体测量效率。实验结果证明,可实现-20℃低温环境下冰形的稳定快速三维测量。

摘要：民用飞机为获得型号合格证,应按照有关结冰适航规章条款进行结冰适航验证,结冰风洞试验是获取临界冰形的有效途径。本文以Y12F飞机结冰风洞试验实际工程过程为例,总结与分析了气动除冰飞机结冰风洞试验的模型设计、气动除冰套模拟、试验状态转换、试验流程、冰形测量等关键技术,并给出代表性试验结果。试验结果表明:在典型最大结冰条件下,除冰套工作正常,除冰套循环工作期间正常除冰;除冰套工作间歇,机翼前缘结冰表现为前缘形成较为光滑、厚度约为5～6mm的冰帽,上翼面产生1道高度为3～4mm的冰脊,下翼面形成3道2～4mm的冰脊。

摘要：结冰风洞的过冷液态水滴容易在总压、静压探针的进气口结冰,严重影响总压/静压测量的精准度和可靠性。设计了带温度反馈的防冰总压探针、皮托管和壁面静压测量单元,将总压、静压导管置于加热体内,使总压、静压进气口温度实现闭环控制;优化设计、安装工艺,将铠装双螺旋电加热丝、总压导管和温度传感器安装在不到10 mm管内,使电加热元件绝缘不受损;电加热丝紧贴内壁面,温度传感器伸入进气口附近,总压探针、皮托管无加热死区;采用变结构电加热控制策略,与风洞运行参数连锁控制,实现电加热防冰控制系统快速调节和控制精度要求。解决了总压、静压进气口结冰问题,防冰总压/静压探针已成功应用于结冰风洞复杂试验环境中。