相对于陆基飞机,舰载机苛刻的使用环境对起落架、拦阻钩等系统及其机载设备的强度设计提出了更为苛刻的要求。需要有更完善的试验验证手段,对机载系统在弹射、着舰与拦阻冲击载荷作用下的动强度设计进行评估,对系统的可靠性进行考核。依据现有规范和实测数据,从舰载机弹射/拦阻冲击环境和试验系统构建入手,研究了试验条件由来、试验方案实施和控制策略优化过程中的关键参数,可为机载设备弹射/拦阻冲击试验提供规范指导和理论支撑,为结构损伤容限设计、耐久性设计、检验周期指定提供重要参考依据。

随着飞机液压系统的高压、高功率化发展,液压管路的振动问题开始凸显出来,降低液压管路的振动,对于提高飞机航行安全性具有重要意义。本文针对航空液压管路进行振动特性研究,获得管路振动固有频率随内部压力和流速的变化规律,进一步根据液压管路动力学参数可变的特点,设计刚度可调的半主动吸振装置,建立适合复杂系统动力学响应分析的多软件联合仿真方法,验证吸振装置和半主动控制算法的振动抑制效果。仿真结果表明,半主动振动控制方法对液压管路系统的振动能够起到有效的抑制作用,在吸振器有效频率范围内管路振动衰减能够达45dB以上。

本文介绍了高超声速飞行器气动布局分类,对钟形体布局、升力体布局、乘波体布局、翼身融合布局进行了分析说明,总结了高超声速飞行器气动布局的发展方向。从稳定性和操纵性的维度对高超声速飞行器的操稳特性进行了分析,重点分析了在纵向静稳定性、航向静稳定性、副翼操纵效率、方向舵操纵效率等方面,高超声速飞行器区别于传统飞机的特点。基于高超声速飞行器的操稳特性,给出了高超声速飞行器可行的升降舵、副翼、方向舵的使用策略。

气动布局技术是水平起降高超声速飞机研制的核心技术之一。具备水平起降、重复使用、高超声速长时间巡航能力的飞机是未来航空航天飞行器发展的重要方向,飞行速度需跨越亚声速、跨声速、超声速和高超声速,气动布局设计需在全包线范围具有良好的升力、阻力和力矩特性,设计难度极大。本文结合高超声速飞机的需求,针对宽速域气动布局设计存在的问题、难点和关键技术进行分析,为高超声速飞机气动设计提供参考。

本文梳理了美国军方和军工部门提出的4个高超声速作战飞机概念方案,对比分析了各个概念方案的气动布局特点,按照时间线总结分析了两批概念方案气动布局的演化特征和方向。分析认为,美国高超声速作战飞机气动布局呈现出提升低速特性、降低内外流耦合程度、增加机身容量等演变方向,为紧密掌握高超声速飞机发展方向提供参考借鉴。

2019年,世界民用航空业经历了非同寻常的发展和变化,总体气动技术发展势头良好,在电推进新概念飞行器、新型气动布局、机体减阻、降噪、超声速低声爆技术、建模仿真技术、气动测量技术等多个方面稳步推进,部分领域取得了丰硕的成果,电动航空成为研究热点和未来民机的重要发展方向之一。本文通过总结梳理国外民机在2019年度总体气动技术方面的研究进展,提出对我国民用航空技术发展的启示和建议,对我国后续民机的整体研究规划以及航空电气化的发展具有一定的借鉴和参考意义。

为了研究减阻杆对探空火箭气动力特性,通过采用SST两方程湍流模型、有限体积法求解N-S方程,对探空火箭高速流场进行数值模拟。计算结果显示,减阻杆能有效减小火箭阻力。亚跨声速(Ma0.8~1.2)最大减阻25%;高超声速(≥Ma6)阶段,最大减阻量35%,减阻效果随迎角增大而降低,到12°迎角时减阻量为12%。压跨声速及高超声速全箭升阻比增量随马赫数增大均增加,高超声速阶段升阻比增大18%。同时采用工程方法结合数值预示结果,评估减阻杆带来的气动热影响,结果显示,气动支杆的存在使得端头的平均热流密度下降了51%,并与飞行试验结果进行对比分析。计算得到热流结果与飞行实测热流结果相当,热环境预示比较准确,对于高超声速阶段的飞行器被动热防护技术研究具有良好的指导价值。

本文在二维平面篦齿试验台的基础上,利用试验研究与数值计算相结合,对台阶篦齿进行了几何参数和气动参数影响下的篦齿流动特性研究。结果表明,流量系数随压比的增大而增大;在低雷诺数范围,流量系数随雷诺数的增大而增大,在高雷诺数范围,流量系数随雷诺数增大基本不变。齿数研究中,随着齿数增多,流量系数减小。齿顶间隙研究中,随着齿顶间隙的增大,流量系数减小。

本文目的是研究和开发工程实用的高可信度数值优化设计技术,并应用于先进跨声速飞机机翼的三维气动外形优化设计。本文综合应用了自由几何变形(FFD)几何外形参数化方法、弹簧比拟非结构网格变形方法、基于RANS方程的高可信度计算流体力学(CFD)分析方法、径向基函数(RBF)代理模型方法、粒子群寻优(PSO)方法等技术,分别对NASACRM模型、航空工业设计的W2机翼模型展开了单设计点和多设计点的三维气动外形优化设计。通过对单设计点优化设计后的CRM翼身组合体、双设计点优化设计后的W2机翼模型气动外形进行详细的气动分析,发现优化后的CRM翼身组合体、W2机翼模型相对初始外形气动性能得到显著改进,证实了数值优化设计技术应用于先进跨声速飞机机翼三维气动外形设计的有效性。同时证实了开发的数值优化设计技术和工具的正确性和实用性。

分析了动态油温计算方法的不足,将此方法中的液压油箱计算模型加以优化得到改进的动态油温计算方法,基于功率损失法给出了飞机液压系统中四种典型液压附件的温度计算方程。以某航空液压泵地面试验系统为计算实例,将改进方法计算的结果与试验结果、改进前方法的计算结果进行对比分析,结果表明改进的动态油温计算方法相比改进前的方法具有更高的准确度。