超声速飞机气动布局对声爆强度具有重要影响,而低声爆气动布局是新一代超声速民用飞机的关键,因此低声爆气动布局得到了广泛研究。本文在系统调研声爆抑制技术的基础上,介绍了国外降低超声速飞机声爆的六种主要气动方法,包括优化飞机体积与升力分布,改变机翼掠角,利用机翼上反角,采用长细机身,采用抑波锥,机翼上方安装发动机;总结并分析了低声爆超声速飞机的四种主要气动布局形式,根据当前低声爆超声速飞机布局形式得出三角翼布局是下一代环保型超声速客机的主要气动布局形式;展望了低声爆超声速飞机气动布局技术的未来发展趋势。

电动飞机作为未来绿色航空的发展方向,引起了各国的广泛关注。电动飞机大多采用大展弦比气动布局,在飞行中机翼弹性变形较大,风洞试验测试的焦点结果不能较好地反映实际飞行要求。为了确定轻型电动飞机的重心范围以及得到飞行中准确的焦点位置,以某型碳纤维复合材料电动飞机为例,建立定常直线平飞和定常盘旋机动飞行的数学模型;基于盘旋机动飞行试验获得测试数据,采用物理解算法辨识得到实际飞行的焦点,并与风洞试验测得的焦点位置进行对比。结果表明盘旋机动飞行试验辨识的飞机焦点位置要比风洞试验的结果靠前;对于展弦比较大且采用大量复合材料的电动飞机而言,在飞行过程中实际焦点位置与风洞试验结果有一定的差距,采用物理解算法辨识得到的焦点位置更接近于实际状态。

高超声速飞行器在飞行过程中承受严酷的气动载荷以及气动加热,因此其结构在设计中要充分考虑气动力及气动热效应引起的结构动稳定性和动响应等问题,热颤振是其中较为关键的一环。本文梳理了热颤振研究的发展历程,总结了用于热颤振研究的多种现有方法,包括热模态试验、热颤振仿真分析以及风洞试验等。在此基础上,进一步分析了可用于热颤振研究的新兴技术——地面颤振试验技术的研究现状及存在问题,展望了地面热颤振试验技术的未来发展趋势。

随着世界经济贸易的发展,轻中型公务机愈发受到客户的青睐。为了进一步提升高速涡扇公务机的总体气动性能,采用基于全速势方程的流场快速求解方法,集成序列二次规划(SQP)优化算法和类函数/型函数变换(CST)自由变形(FFD)方法,对某轻中型高速涡扇公务机机翼进行多点优化设计研究,并对优化结果进行对比分析。结果表明优化后公务机全机阻力系数明显减小,阻力发散特性得到了显著改善,优化方法有效引导了机翼气动外形有利变化。

通航飞机是民用飞机的重要组成部分,其外形特征对气动阻力具有不可忽视的影响。采用基于N-S方程的数值模拟方法,分析典型通航飞机阻力极曲线的桶形特征以及机身上表面轮廓线曲率对阻力的影响;研究机身上表面、下表面和侧面3种收缩方式下,通航飞机气动特性的差异,并对基础外形和改进外形气动特性进行对比。结果表明收缩率增大时,对于下表面和侧面收缩,其压差阻力和摩擦阻力均减小;而上表面收缩时,压差阻力增大;合适的机身收缩,可使机身压差阻力减小29.76%,全机最大升阻比增大6.34%。合理的收缩方式不仅能提高升阻比,还能够改善纵向静稳定性。

传统气动优化设计需要大量CFD分析,而代理优化(SBO)方法能够有效降低CFD分析次数,但该方法并没有改变单次CFD分析时间。提出一种基于本征正交分解—反向传播神经网络(POD-BPNN)模型的热启动策略,并应用于气动代理优化。使用POD-BPNN模型对SBO中的初始样本建立从几何设计变量到流场数据的预测模型;在SBO迭代过程中,使用该模型预测新样本的流场,并将其作为CFD分析的初场,进行热启动计算,获得新样本的数据;添加新样本数据到POD-BPNN建模样本并更新模型,直到优化结束,通过案例对该策略进行对比验证。结果表明在跨声速翼型减阻优化设计中,基于POD-BPNN的热启动策略使得单次CFD计算时间降低68%,SBO的效率整体提升37%。

机翼变弯度技术作为变形技术的方式之一,备受关注。本文从国内外变形机翼技术的相关项目出发,着眼于机翼变弯度技术的气动弹性模拟与分析手段,从静气动弹性、颤振、动气动弹性响应及减缓、优化与控制等方面进行分析,重点从结构模型、气动模型、耦合方法、优化方法及控制策略角度对不同的研究手段进行评价,分析当前面临的技术难点,指出有待进一步解决的问题,包括柔性蒙皮的非线性行为对变弯度机翼气动弹性的影响,驱动系统类型对变弯度机翼气动弹性的影响以及缺乏能够同时处理不同类型非线性的综合气动弹性建模方法等,可为机翼变弯度技术的进一步提升提供指导。

减小配平损失对提高飞翼布局升阻比和提升飞行控制能力具有重要意义,因此基于离散伴随优化方法研究静稳定裕度对跨声速飞翼布局减阻优化的影响,分别开展10%、0%、-10%三种静稳定性设计工况的优化研究。采用自由变形(FFD)方法对非结构表面网格进行参数化,以FFD控制点为设计变量,通过求解流场和伴随方程得到灵敏度信息;采用序列二次规划(SQP)算法获得控制点位移的梯度,经过多轮迭代得到优化构型。结果表明在几何厚度和力矩配平的约束下,离散伴随优化方法可以显著提升飞翼布局的最大升阻比,三种工况下最大升阻比提高都在8%以上;随着静稳定裕度的减小,定升力系数优化的巡航升阻比增量有所减小,当静稳定裕度为10%时巡航升阻比提高了5.08%。

航空液压作动器普遍应用在飞机机翼、舱门、起落架等部位,往复密封为其典型密封形式,密封失效会严重影响飞机任务的执行和飞行安全。密封副表面粗糙度是重要的工程可控参数且对于密封性能的影响很大,因此分析表面粗糙度对作动器密封性能的影响具有重要的理论和实际意义。建立适用于往复组合密封的确定性混合润滑数值仿真模型,并与有限元分析方法结合计算膜厚值,分析密封圈表面粗糙的幅值和波长变化以及运动速度和液压油黏度变化对密封圈润滑性能和密封性能的影响。结果表明正弦粗糙表面的幅值和波长增大,会引起油膜压力和油膜厚度波动的幅值增大,但会减小摩擦系数;正弦粗糙表面的幅值增大,有利于减小密封间隙的最小膜厚和泄漏量,但是波长变化的影响作用不大;液压油黏度和活塞运动速度增大,有利于增大密封间隙油膜厚度,但会...

由于燃烧室机匣法兰螺栓连接处存在漏油问题,影响发动机的使用寿命和工作性能,还会污染环境、浪费油料。基于悬臂梁挠度变形理论,采用解析法推导螺栓连接结构挠度变形方程,建立优化连接结构密封设计的方法;在ANSYS中建立机匣螺栓连接精细有限元模型,计算法兰结合面在不同载荷形式下的轴向间隙分布;采用加强连接密封性的实施方案,通过数值模拟分析不同厚度密封圈的封严效果。结果表明:本文推导的方程能计算出法兰连接结构受载变形量,适用于连接结构密封优化,采用的方案能够解决实际工程应用中机匣法兰螺栓连接处漏油问题。