摘要：针对翼身融合布局飞机翼上内埋发动机矩形喷口方案,提出了基于喷口修型的控制策略,采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程对翼身融合布局飞机流场进行数值模拟,分析了喷流落压比、襟翼偏角、襟翼前缘半径、喷口上偏襟翼及组合襟翼等参数对增升效能的影响。结果表明:当襟翼偏角为40°,落压比较大时,襟翼前缘负压峰值减小,喷流在襟翼前缘过早分离;增大襟翼前缘半径有助于减小喷流偏转所需要的向心力,促进喷流附着;发动机喷口上偏襟翼及组合襟翼设计,削弱了右侧涡流和表面横流对喷流附着的不利影响,促进喷流在大落压比和较大襟翼偏角下的附着,组合襟翼设计相较于喷口无修型构型,在喷流落压比为1.45、迎角为0°时,净推力平均偏转角可达56.10°,升力系数增加0.16,且在计算迎角范围内保持稳定。

摘要：变弯度技术能提升飞行器气动性能,与翼身融合(BWB)布局相结合可进一步增强其气动优势。但无尾BWB仅靠后缘舵面配平,纵向力臂短,配平阻力惩罚大,因此进行BWB后缘变弯度设计时需充分考虑配平阻力损失。针对无尾BWB,考虑平面参数对后缘舵面配平能力的影响,基于全局优化方法研究了不同机翼后掠角和机翼位置的BWB构型上后缘变弯度技术的减阻原理和作用效果。结果表明:在不同升力系数下,配平阻力损失都显著减小变弯度技术的减阻收益。BWB平面参数通过影响激波强度与配平能力,左右变弯度技术的减阻收益并影响舵面偏转角度。相比于基准构型,增大后掠角会使得小升力系数下减阻收益增加、大升力系数下降低;而机翼位置靠前,则会使得不考虑力矩配平时减阻收益增加、考虑力矩配平时阻收益降低。工程上进行无尾飞行器后缘变弯度设计时,应综合考虑后缘变弯度的减阻收益以及变形所需的舵面偏转角度。

摘要：高超声速低密度风洞试验对高超声速飞行器的气动特性研究至关重要,气流速度是其中最受关注的重要参数之一.高超声速低密度风洞流场具有流速快和密度低等特点,给速度测量带来很大挑战.常规测速技术在高超声速低密度流场中应用时局限较多,而FLEET技术具有不干扰流场和无需外加示踪物等优点,且直接以风洞工作气体为示踪分子,有望在高超声速低密度流场速度测量中发挥重要作用.文章首先研究了不同压强对FLEET信号的影响,发现随着压强的降低,光丝中心宽度逐渐展宽;在低密度条件下FLEET信号仍具有较高强度,可用于流场的速度测量分析.随后在Φ0.3 m高超声速低密度风洞中分别对Ma5.0和Ma16.0来流条件开展了FLEET测速实验,结果表明,随延迟时间的增加,光丝中心宽度保持展宽趋势,荧光信号强度逐渐降低;与Ma5.0相比,在Ma16.0条件下荧光信号强度衰减速率更慢和光丝中心宽度更宽.通过FLEET实验测得的Ma5.0和Ma16.0条件下,风洞来流速度与皮托管测量值的最大相对偏差分别为0.31%和0.49%,表明FLEET技术能够为高超声速和低密度稀薄流动速度测量提供有效技术手段.

摘要：结冰探测是飞机结冰防护系统运行的前提和依据,是结冰防护面临的首要问题。目前,针对探针结冰过程的研究缺乏实测数据,相关规律尚待验证。为更准确地模拟飞机遭遇的真实结冰环境,利用大型结冰风洞开展传感器结冰特性试验研究。采用探针阵列分布和冰形可重复性验证相结合的试验方法,通过在线实拍图像、实测结冰外形与结冰质量等数据,直观、定量地揭示探针表面水滴撞击的细节特征及变化规律。结果表明:探针圆柱表面的水收集系数沿轴向先增大后减小,存在极值点,且该点高度会随壁面边界层的发展逐步上升,变化量级处于2~30 mm之间;此外,各探针位置面对来流参数变化的敏感程度不同,结冰质量较大且对迎角变化敏感度较低的点,将具备更好的探测效果。实测数据与分析结果可为传感器探针的精确设计提供依据。

摘要：为了简化翼型反设计的过程,基于注意力机制设计了一个端到端的,应用于翼型反设计的深度学习模型,该模型可以学习到翼型曲线和压力分布之间的联系,直接输入压力分布图像就可以得到与之对应的翼型图像。生成了6561组样本,其中6000组样本用于训练,561组样本用于验证。实验结果表明:该模型在验证集上的方均根误差为0.0023,平均相对偏差为2.53%,训练耗时743.4 s,验证耗时12.18 s,预测一个翼型曲线平均耗时0.0217 s,由此表明该模型具有较高的精度和效率。

摘要：准确获知球头驻点热流,对于飞行器防热设计至关重要。本文基于平衡空气球头驻点层流自相似边界层假设,开展了边界层方程相关推导,采用四阶龙格-库塔法数值求解坐标变换后的常微分边界层方程组,建立正向逼近打靶法,以寻找方程最优解,从而建立了通过求解边界层方程组获得球头驻点热流的方法,将该热流简称为BLES热流,在与试验值的对比中获得了较好的对比效果;以此方法为基础,针对高度10~60 km、不同速度、不同壁面温度的182个工况,开展了Fay-Riddell平衡流条件球头驻点热流公式计算偏差分析,发现在大部分工况下,壁面温度接近边界层外缘温度时,其热流计算值偏差明显增加;变形驻点热流表达式,将其中的无量纲参数拟合为多个无量纲参数组合的形式,得到了多参数拟合的新的球头驻点热流计算公式,并在多个工况下开展了热流计算效果对比研究,获得了优于Fay-Riddell平衡流条件球头驻点热流公式的应用效果。

摘要：为获取精确的产品寿命预测结果,在可靠性模型中引入服从非共轭分布的随机参数以描述产品的个体差异。针对单调退化的长寿命产品,提出了采用非共轭分布随机参数Gamma过程的可靠性模型;将传统的随机参数共轭分布扩展到非共轭分布,得到不同参数分布下统一的寿命分布函数表达式,利用蒙特卡罗算法计算寿命预测值;利用马尔可夫链蒙特卡罗算法估计模型参数,提出不同分布下似然函数值计算方法及参数分布的选取准则,分析不同随机参数分布对产品可靠性的影响。仿真算例和应用实例表明,该方法能够选择合适的参数分布。同时,验证了该方法参数估计及寿命预测的精确性。

摘要：为了研究跨介质飞行器出入水过渡过程,研制一套静液驱动出入水装置。针对跨介质飞行器出入水装置中多台液压马达高动态高速同步控制要求,以及高速运行中闭环转速控制与零转矩控制平稳切换等需求,分析比较马达一次侧调节和二次侧调节的控制特性,采用高动态、高性能的二次调节静液驱动方案,提出马达闭环转速控制与零转矩控制平稳切换的控制策略以及多台液压马达共轴同步控制算法,设计跨介质飞行器出入水装置二次调节液压系统和控制系统,并对整个系统进行仿真分析。结果表明:设计的出入水装置采用多台液压马达共轴同步驱动,能使跨介质飞行器模型以20 m/s的速度实现匀速出入水和自由出入水;马达二次调节液压和控制系统设计合理,满足跨介质飞行器出入水装置试验工况需求。

摘要：针对极低风速情形热线风速仪标定精度不够高,且标定易受温湿度变化污染的难点问题,设计了一座速度控制精度较高、同时能控制空气温湿度的极低风速标定装置。装置的速度范围为0.1~1.0 m/s,温度范围为常温~60℃,湿度范围为20%RH~80%RH。进行了布局形式论证、结构设计、部件设计;设计了运动速度控制系统、温湿度控制系统,并进行了调试。调试结果表明:速度控制最大误差和最大相对误差分别为0.000989 m/s和0.241%,达到设计指标0.003 m/s和0.4%,优于国际最优精度0.02 m/s和0.5%(风洞类)、0.001 m/s和0.82%(探头运动型);温度控制最大误差为0.9℃,达到设计指标1℃;湿度控制误差为2.9%RH,达到设计指标4%RH。将标定装置应用于某热线风速仪的标定,标定结果的拟合曲线最大误差为0.02236 m/s,满足标定精度设计指标0.03 m/s,处于国际风洞类标定装置误差范围0.018~0.03377 m/s内,接近国际探头运动型装置误差0.014 m/s;拟合曲线最大相对误差为5.214%,接近国际风洞类标定装置误差4%,接近国际探头运动型装置误差2.42%~15.04%的下限。标定装置的速度不确定度估计为0.0159 m/s,接近国际风洞类标定装置不确定度0.014~0.06 m/s下限和国际探头运动型标定装置不确定度0.012 m/s。

摘要：飞行器的边界特性决定了其安全性和飞行性能,是飞行器设计的难点和重点。引入迎风格式伴随方程和不同的通量限制器处理形式,提高复杂流动问题的伴随方程求解精度、效率和鲁棒性,拓展伴随优化方法在飞行器边界特性设计的应用范围。介绍了离散伴随求解梯度的基本原理,在此基础上推导了伴随方程的无黏项及其边界条件的变分形式,根据通量限制器的处理方式,形成一阶精度、二阶精度和混合精度的伴随方程。对伴随方程的边界处理措施进行了研究。通过ONERA M6机翼梯度精度和鲁棒性验证算例,对比迎风格式和中心格式的伴随方程求解性能,分析限制器和边界处理措施对伴随方程的收敛性和梯度精度的影响。通过CRM翼身组合体巡航气动优化设计和边界特性优化设计算例,验证了求解器对飞行器巡航性能设计和边界特性设计的有效性。计算和设计结果表明,建立的迎风格式伴随方程求解方法鲁棒和梯度精度高,能够适用于飞行器边界特性设计难题的求解。