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动态失速及其实验方法与测量技术研究进展 被引量：1
1
作者 孟宣市 鞠恩博 俞熠 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第7期1-27,I0001,共28页
动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效... 动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效应和动态载荷变化,极易导致飞行器升力骤降、阻力急剧增加及颤振等问题。由于非定常转捩预测、大迎角分离以及动态失速可靠模拟等前沿空气动力学问题尚未解决,风洞实验成为揭示动态失速特性及流动机制的核心手段。本文系统综述了动态失速的基本特性与风洞实验方法,重点探讨了压力测量、转捩检测、空间流场精细结构显示与测量技术的研究进展。研究表明,高精度、高分辨率的实验测量技术对于捕捉动态失速过程中的流动特性至关重要,而误差修正技术显著提升了实验结果的可靠性。此外,未来研究需进一步加强多物理场耦合测量技术的开发,并结合智能化风洞实验与机器学习方法,全面解析动态失速的流动机制,为航空航天与风能等领域提供高效的设计优化和流动控制策略。 展开更多
关键词 动态失速 大迎角空气动力学 编队飞行 转捩检测 风洞实验
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基于残差神经网络的飞机力学响应预测方法 被引量：1
2
作者 张音旋 张起 +1 位作者 许镇勇 孟琳书 《航空学报》 北大核心 2025年第19期178-188,共11页
飞机机体结构数字孪生技术通过高逼真度、动态更新的数字模型反映飞机机体全寿命周期力学响应及综合性能。为了提高结构响应预测精度,数字孪生模型通常采用多层级、精细化仿真技术,同时也带来了模型计算量和成本大幅增加的问题,难以满... 飞机机体结构数字孪生技术通过高逼真度、动态更新的数字模型反映飞机机体全寿命周期力学响应及综合性能。为了提高结构响应预测精度,数字孪生模型通常采用多层级、精细化仿真技术,同时也带来了模型计算量和成本大幅增加的问题,难以满足飞行中对飞机结构强度性能实时预测的需求。基于人工智能的结构强度性能降阶预测是解决飞行中结构响应实时预测的关键技术手段,基于高阶数字孪生模型仿真结果,通过飞行参数、应变等实测数据信息推断的结构载荷,能够快速对飞机结构力学响应进行高精度预测,可以解决实际飞行中飞机结构性能预测的时效性问题,在飞机数字孪生技术领域已得到越来越多的重视。提出一种将结构云图与载荷输入进行像素化处理的方法以表现点云数据间的空间关系,并结合引入了跨层连接机制的卷积神经网络,构造一种以载荷为输入的力学响应智能预测方法。基于329种工况的机翼结构数值试验的结果表明:像素化处理方法能够在保留机体结构响应特征的同时使数据适配卷积等面向像素图的数据处理方式。采用的残差神经网络模型较传统卷积神经网络在预测损失与精度上均有提升,提出的智能预测方法较传统仿真可实现近2个数量级以上的效率提升,预测应力分布与有限元仿真应力分布间相似度较高,具备在机体结构数字孪生中的应用价值。 展开更多
关键词 数字孪生 残差神经网络 卷积神经网络 智能预测 实时预测
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极低风速标定系统设计与调试
3
作者 周廷波 张正科 +3 位作者 田永强 郗忠祥 张国彪 高超 《航空动力学报》 北大核心 2025年第1期237-257,共21页
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。... 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。 展开更多
关键词 极低风速 标定系统 速度控制 温度控制 湿度控制 热线标定
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等离子体燃烧调控研究进展与展望
4
作者 吴云 张志波 +2 位作者 朱益飞 贾敏 李应红 《航空学报》 北大核心 2025年第5期45-83,共39页
等离子体与燃烧室结合的研究已经有100多年历史,火花放电等离子体点火技术已经十分成熟,面向先进发动机的等离子体燃烧调控研究正处于蓬勃发展的阶段。等离子体燃烧调控技术在拓展发动机点火边界与熄火边界、提升燃烧效率、抑制燃烧不... 等离子体与燃烧室结合的研究已经有100多年历史,火花放电等离子体点火技术已经十分成熟,面向先进发动机的等离子体燃烧调控研究正处于蓬勃发展的阶段。等离子体燃烧调控技术在拓展发动机点火边界与熄火边界、提升燃烧效率、抑制燃烧不稳定等方面具有重要作用;等离子体燃烧调控机理作为等离子体动力学与燃烧学的交叉前沿,具有丰富的科学内涵。从技术创新与机理探索两个层面,对等离子体燃烧调控的国内外研究进展进行了综述。技术创新层面,总结了火花、电弧、滑动弧、等离子体炬、激光、纳秒等多种等离子体燃烧调控方法的研究进展,从激励系统研发思路、燃烧调控效果等方面进行了分析;机理探索方面,梳理了加热效应、化学效应、输运效应等3类主要基本原理,归纳了典型燃料的等离子体激励反应机理,以及零维、多维、唯象3种等离子体燃烧建模仿真模型的进展。最后,对等离子体燃烧调控的未来发展进行了展望,等离子体燃烧调控技术创新与机理探索将进一步融合发展,紧跟高温升燃烧室、宽域加力燃烧室、宽域超燃燃烧室等先进燃烧室发展需求,推动新型等离子体燃烧调控技术创新与应用;等离子体燃烧调控机理探索将进一步系统深入,向等离子体激励燃烧学新兴交叉学科发展;低碳、零碳燃料等离子体燃烧调控与等离子体辅助能源转化也是新兴的研究热点。 展开更多
关键词 等离子体 燃烧调控 等离子体激励 技术创新 机理探索
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努力打造全面领先的国际飞行器强度研究鉴定中心
5
作者 张彦仲 《军工文化》 2025年第4期10-11,共2页
中国飞机强度研究所创建于上世纪六十年代,走过了艰难曲折创业到励精图治兴业的发展历程。我是上世纪六十年代参加中国航空事业的,见证了强度所发展的全过程。强度是航空装备的“生命线”,直接决定飞行安全,是设计的底线,是基础的关键,... 中国飞机强度研究所创建于上世纪六十年代,走过了艰难曲折创业到励精图治兴业的发展历程。我是上世纪六十年代参加中国航空事业的,见证了强度所发展的全过程。强度是航空装备的“生命线”,直接决定飞行安全,是设计的底线,是基础的关键,也是技术攻关的难点。感到欣喜的是,中国飞机强度事业经过六十年的发展,日臻健硕,在世界单一研究机构中,飞行器强度研究技术体系最全、试验能力最强、在研重大装备数量最多,基本建成了国际领先的飞行器强度研究和鉴定中心,在航空科技创新和航空报国强国的征程中正走向一条铿锵有力、波澜壮阔的壮美大道。 展开更多
关键词 飞行器强度 航空装备 研究鉴定中心 国际领先
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可靠性评价:从无损检测到结构健康监测 被引量：2
6
作者 袁慎芳 徐秋慧 陈健 《航空学报》 北大核心 2025年第5期314-334,共21页
结构健康监测(SHM)方法的工程应用已越来越广泛,在航空航天领域的应用也逐步展开,但如何评价其可靠性仍然没有形成广泛认可的标准。近年来学术界和工业界围绕如何发展SHM可靠性评价方法方面做出了诸多探索,无损检测(NDT)可靠性评价方法... 结构健康监测(SHM)方法的工程应用已越来越广泛,在航空航天领域的应用也逐步展开,但如何评价其可靠性仍然没有形成广泛认可的标准。近年来学术界和工业界围绕如何发展SHM可靠性评价方法方面做出了诸多探索,无损检测(NDT)可靠性评价方法已被用作SHM可靠性评价研究的起点,然而SHM无论是系统实现还是应用模式都和NDT具有明显区别,SHM的可靠性评价还有待深入研究。综述了从NDT到SHM的可靠性评价方法的研究及发展现状,结合研究现状讨论了NDT可靠性评价方法的发展、NDT可靠性评价方法在SHM上的应用,SHM和NDT可靠性评价的差异,SHM可靠性评价方法的发展,并在此基础上,提出了基于条件控制的SHM双可靠性评价方法,并进行了总结与展望。 展开更多
关键词 可靠性评价 结构健康监测 无损检测 条件控制 准确度和不确定度评价 评价数据来源
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可压缩流动问题笛卡尔网格模拟方法研究进展与展望 被引量：2
7
作者 赵宁 刘剑明 +1 位作者 田琳琳 王镇明 《力学学报》 北大核心 2025年第2期285-314,共30页
计算网格是复杂流动问题精细化模拟的先决条件,会对数值结果的准确性和可靠性产生重要影响.然而,高质量计算网格生成需要费时费力的人机交互过程且严重依赖于工程师的个人经验,使得现阶段计算流体力学(CFD)自动化程度处于较低水平.笛卡... 计算网格是复杂流动问题精细化模拟的先决条件,会对数值结果的准确性和可靠性产生重要影响.然而,高质量计算网格生成需要费时费力的人机交互过程且严重依赖于工程师的个人经验,使得现阶段计算流体力学(CFD)自动化程度处于较低水平.笛卡尔网格具备生成简单、内存要求低、计算效率高及自动性强等特点,使其能够极大减少网格生成过程中的人工成本,因而成为CFD社区的研究热点之一.对此,以笛卡尔网格可压缩流模拟为主线,结合课题组多年的研究成果对其中涉及的关键技术和国内外发展现状展开综述.首先简要概述了笛卡尔网格自适应方法及其数据结构,随后系统阐述了切割单元、浸入边界、重叠笛卡尔网格和混合笛卡尔网格等方法的发展现状及存在的问题,最后从自适应加密策略、动态并行技术、高保真计算方法、先进物理模型及实际工程应用等多个维度深入探讨了笛卡尔网格方法涉及的关键技术与未来发展趋势.通过全面回顾和深入分析笛卡尔网格方法的研究现状和发展动态,试图为读者提供一个清晰及全面的认识,并为相关领域的研究提供有益的参考和启示. 展开更多
关键词 笛卡尔网格 可压缩流动 壁面处理方法 自适应技术 高保真模拟
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弹性飞机机动载荷分析与减缓技术综述 被引量：1
8
作者 万志强 张珊珊 +4 位作者 王晓喆 马靓 许翱 吴志刚 杨超 《航空学报》 北大核心 2025年第3期140-173,共34页
飞行载荷是飞机结构设计的基础,准确、快速获得机动载荷一直是飞机研制中的难题。早期飞机采用在刚性机动载荷基础上做弹性修正的方法,而随着现代飞机飞行速度和结构柔度的不断提高,结构弹性变形使得机动载荷的分布发生较大变化,需要综... 飞行载荷是飞机结构设计的基础,准确、快速获得机动载荷一直是飞机研制中的难题。早期飞机采用在刚性机动载荷基础上做弹性修正的方法,而随着现代飞机飞行速度和结构柔度的不断提高,结构弹性变形使得机动载荷的分布发生较大变化,需要综合考虑气动和结构的耦合效应,并发展了满足不同精度和效率的弹性机动载荷分析方法。机动载荷减缓技术的提出与应用保证了飞机所需的机动特性,同时降低了因结构强度和刚度要求所要付出重量的代价,是当前该领域研究的热点。首先归纳了现代弹性飞机机动飞行载荷分析及减缓的总体要求和技术框架;其次以此为基础介绍了机动飞行载荷所涉及的气动力、结构强度/刚度、数据映射、飞行力学等分析方法;对国内外的机动载荷减缓技术进行了梳理;回顾了机动飞行载荷及其减缓的仿真和试验案例;最后讨论了未来机动飞行载荷分析及减缓技术发展中需要解决的关键问题,以期为该领域的科研工作者提供一些思路。 展开更多
关键词 飞行载荷 机动载荷 气动弹性 载荷减缓 风洞试验 飞行试验
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沙盲环境直升机桨叶磨损分析方法 被引量：1
9
作者 谭剑锋 闫羽泽 +2 位作者 张卫国 刘亚奎 邵天双 《航空学报》 北大核心 2025年第9期280-293,共14页
直升机沙盲现象不仅威胁飞行安全,而且会引发桨叶磨损,降低旋翼性能。为此,基于黏性涡粒子法和离散单元法的直升机沙盲分析模型计算沙云时变形态,耦合沙粒-桨叶冲击模型与桨叶磨损模型,考虑旋翼桨叶高速冲击磨损特性,建立沙盲环境直升... 直升机沙盲现象不仅威胁飞行安全,而且会引发桨叶磨损,降低旋翼性能。为此,基于黏性涡粒子法和离散单元法的直升机沙盲分析模型计算沙云时变形态,耦合沙粒-桨叶冲击模型与桨叶磨损模型,考虑旋翼桨叶高速冲击磨损特性,建立沙盲环境直升机桨叶磨损分析方法。通过与镍合金、SS304不锈钢、双向碳纤维增强环氧树脂(CF/EP)、玻璃纤维增强环氧树脂(GF/EP)、聚氨酯(PU)、Ti-6Al-4V钛合金的靶板磨损试验对比,验证了分析方法的准确性。随后研究EH-60L直升机前飞沙盲环境的桨叶磨损特性,并分析飞行速度对桨叶磨损的影响特性。直升机沙盲环境下,桨叶与沙云碰撞程度、桨叶磨损、旋翼磨损区域均随时间延长而显著增加,同时,受桨叶进入沙云时间更长、沙粒冲击速度更大、冲击角度更大的影响,桨尖磨损远高于桨叶内侧。此外,桨尖磨损和旋翼磨损区域随飞行速度增加而先增大后减小。 展开更多
关键词 桨叶磨损 直升机沙盲 磨损模型 离散单元法 碰撞模型
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军用飞机气动完整性研究 被引量：1
10
作者 张登成 何宇廷 +2 位作者 李哲 张腾 张艳华 《航空工程进展》 2025年第1期133-138,共6页
飞行器气动完整性可以综合地表征飞行器在服役(作战)使用过程中的气动质量特性,但针对军用飞机,目前仍未有可以综合表征其气动质量特性的指标。为此,首次提出军用飞机气动完整性的概念:军用飞机在作战使用过程中,气动外形能够保持完好,... 飞行器气动完整性可以综合地表征飞行器在服役(作战)使用过程中的气动质量特性,但针对军用飞机,目前仍未有可以综合表征其气动质量特性的指标。为此,首次提出军用飞机气动完整性的概念:军用飞机在作战使用过程中,气动外形能够保持完好,飞行性能、飞行品质及飞行控制满足并能保持规定要求的属性。介绍气动完整性概念的提出过程及其定义,讨论气动完整性的基本内涵和基本特性,阐明军用飞机气动完整性是飞机作战效能发挥的基础;介绍飞行器气动完整性的表征方法,分析军用飞机气动完整性的主要影响因素。本文引入军用飞机气动完整性这一新概念,可为我国军用飞机设计、制造、试验和保障的发展提供参考。 展开更多
关键词 军用飞机 气动完整性 作战完整性 概念 内涵 表征
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六边形断面超高层建筑风荷载研究 被引量：2
11
作者 王磊 尹伊 +2 位作者 陈凯 唐意 郝玮 《应用力学学报》 北大核心 2025年第1期164-173,共10页
为了研究六边形断面超高层建筑的静力和动力风荷载,开展了一系列刚性测压模型和多自由度气弹模型风洞试验,测量了刚性模型表面风压和气弹模型风致位移。对于静力风荷载,分析了体型系数和静风力系数的变化规律,建立了顺风向平均基底弯矩... 为了研究六边形断面超高层建筑的静力和动力风荷载,开展了一系列刚性测压模型和多自由度气弹模型风洞试验,测量了刚性模型表面风压和气弹模型风致位移。对于静力风荷载,分析了体型系数和静风力系数的变化规律,建立了顺风向平均基底弯矩系数和平均阻力系数的经验公式。对于动力风荷载,分析了横风向荷载功率谱和均方根基底弯矩,建立了横风向广义风荷载功率谱和归一化均方根基底弯矩系数的经验公式。最后,基于多自由度气弹模型的风致振动试验结果,验证了经验公式的精确性。 展开更多
关键词 超高层建筑 六边形断面 风荷载 风洞试验
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矩形加筋板固有振动半解析分析方法 被引量：1
12
作者 邢誉峰 李玉婷 《航空学报》 北大核心 2025年第5期335-352,共18页
加筋板结构在航空航天、船舶等工程领域中应用广泛,对其固有振动特性展开研究具有重要的理论价值和应用价值。针对矩形加筋板固有模态的求解问题,基于Rayleigh商和Rayleigh-Ritz法提出一种半解析分析方法。在该方法中,封闭形式的薄板模... 加筋板结构在航空航天、船舶等工程领域中应用广泛,对其固有振动特性展开研究具有重要的理论价值和应用价值。针对矩形加筋板固有模态的求解问题,基于Rayleigh商和Rayleigh-Ritz法提出一种半解析分析方法。在该方法中,封闭形式的薄板模态函数作为加筋板模态函数的基函数,根据Rayleigh商得到加筋板频率方程和模态函数。此外,对于四边简支单筋加筋板的固有振动问题,由Rayleigh商得到其控制微分方程,采用分离变量方法求得其精确解。通过把所得结果与有限元结果和文献结果进行比较,验证了所提方法的有效性与精确性。所提方法可以用于加筋板的理论分析和参数化设计。 展开更多
关键词 半解析分析方法 固有模态 加筋板 RAYLEIGH商 参数化分析
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预紧力影响下的复合材料螺接连接件失效安全性分析 被引量：1
13
作者 贾宝惠 方嘉晨 +1 位作者 武涛 任鹏 《机械科学与技术》 北大核心 2025年第7期1290-1300,共11页
为了研究预紧力对复合材料连接件拉伸性能的影响,通过试验和仿真分析对碳纤维复合材料连接结构展开失效强度安全性分析。通过复合材料连接件拉伸实验分析研究了预紧力(1~6 kN)对连接件拉伸性能的影响。搭建了参数化随机仿真模型模拟拉... 为了研究预紧力对复合材料连接件拉伸性能的影响,通过试验和仿真分析对碳纤维复合材料连接结构展开失效强度安全性分析。通过复合材料连接件拉伸实验分析研究了预紧力(1~6 kN)对连接件拉伸性能的影响。搭建了参数化随机仿真模型模拟拉伸过程中工艺参数的分散性,并对复合材料连接件拉伸失效进行仿真。对连接件拉伸破坏和极限强度进行统计分析,利用基于威布尔分布的双可靠性指标安全强度评估方法,估计了特征强度、下限强度和不同可靠度置信度等级下的安全设计强度。结果表明:在1~6 kN内随着预紧力的递增,破坏载荷和极限载荷增加,较预紧力为1 kN时分别提高了18.7%和12.9%;比较双可靠性指标方法下的安全承载强度评估结果与安全系数法下的评估结果,不同预紧力下破坏安全承载强度和极限安全承载强度的平均值分别提高7.35%和20.51%,在保证安全的前提下减少了安全冗余设计,提高了材料利用率。 展开更多
关键词 复合材料 螺栓连接 预紧力 安全性分析 分散性
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直升机极寒环境适应性试飞的挑战与思考 被引量：1
14
作者 艾剑波 吴建国 +1 位作者 崔腾飞 宋健 《装备环境工程》 2025年第2期31-39,共9页
通过分析全球高寒地区冲突态势以及引发的军备竞争,指出直升机在高寒地区部署服役的迫切需求。分析了包括温度、降雪、大风、高纬度等极寒环境因素对直升机的影响,以及开展极寒环境适应性验证的必要性,总结了高寒环境适应性试飞场地的... 通过分析全球高寒地区冲突态势以及引发的军备竞争,指出直升机在高寒地区部署服役的迫切需求。分析了包括温度、降雪、大风、高纬度等极寒环境因素对直升机的影响,以及开展极寒环境适应性验证的必要性,总结了高寒环境适应性试飞场地的各自的优缺点。在此基础上,系统地阐述了直升机高寒环境适应性试飞的科目、影响、意义,以及在直升机高寒试飞中的多发故障。最后,对当前直升机与极寒环境使用需求存在的差距进行了思考和分析,指出目前极寒环境适应性试飞存在的不足,提出了借用气候环境实验室、无人机、仿真等技术在极寒试飞中的应用,对有效开展直升机极寒环境适应性设计和验证工作具有一定指导意义。 展开更多
关键词 直升机 极寒环境 环境损伤 高寒试飞 试飞保障
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JF-22超高速风洞理论基础与关键技术
15
作者 姜宗林 韩桂来 +6 位作者 汪运鹏 刘云峰 苑朝凯 罗长童 王春 胡宗民 刘美宽 《航空学报》 北大核心 2025年第5期136-151,共16页
国内外高超声速飞行关键技术的验证与考核一直都依赖于飞行试验,费时、昂贵、又具有后验性。几十年来,发展先进的高超声速地面试验装置一直是一个基础性的空气动力学前沿课题。目前世界上能够开展高马赫数飞行条件下的吸气式高超声速发... 国内外高超声速飞行关键技术的验证与考核一直都依赖于飞行试验,费时、昂贵、又具有后验性。几十年来,发展先进的高超声速地面试验装置一直是一个基础性的空气动力学前沿课题。目前世界上能够开展高马赫数飞行条件下的吸气式高超声速发动机试验的风洞试验能力依然不足,国家自然科学基金委员会国家重大科研仪器项目支持的JF-22超高速风洞的研制成功是一个重大突破。首先,综述了高超声速风洞研发的需求背景,介绍了基于工程实际的4项基本需求。并针对热化学反应气体流动,论述了空气动力学试验模拟准则从“流动相似”到“飞行条件复现”变革的必要性。然后,阐述了爆轰驱动超高速激波风洞理论,由此建立的激波风洞关键技术,及其解决的工程问题。最后,总结了在这个理论基础上构建的JF-22超高速风洞技术体系及其达到的主要性能指标和风洞调试结果。这些风洞调试结果既是对爆轰驱动超高速激波风洞理论的验证,也是对JF-22超高速风洞技术体系的综合考核。JF-22超高速风洞的高流速、高总温、高总压特色及其宽速域与宽空域性能,对于开展吸气式高超声速发动机与天地往返可重复使用空天飞行器的研发,推动高温气体动力学科前沿的拓展具有重要意义。 展开更多
关键词 正向爆轰驱动 化学反应气体流动 超高速激波风洞 激波膨胀加速 吸气式高超声速发动机 空天飞行器
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跨域飞行器结构与变构型设计技术进展与挑战
16
作者 朱继宏 韩嘉诚 +4 位作者 谷小军 张亚辉 王骏 侯杰 张卫红 《航空学报》 北大核心 2025年第18期270-301,共32页
跨域飞行器凭借“一机多能”和大空域、宽速域高效重复飞行的设计定位,在航空航天领域具有划时代意义,正在成为各国科技竞争的焦点之一。由于这一领域高度的前沿性和综合性,目前尚未形成实现大包线跨域飞行的明确技术路线,但是普遍认同... 跨域飞行器凭借“一机多能”和大空域、宽速域高效重复飞行的设计定位,在航空航天领域具有划时代意义,正在成为各国科技竞争的焦点之一。由于这一领域高度的前沿性和综合性,目前尚未形成实现大包线跨域飞行的明确技术路线,但是普遍认同变构型是其中的关键技术与必要手段。以变构型为主线,从与之相关的飞行器基础构型、变体方式、变体结构优化与热防护4个方面论述了实现跨域飞行的概念性路线,分析了现有研究对跨域飞行器设计提供的技术铺垫和参考价值,并综述了各自的技术进展与挑战。首先,介绍了几种有应用潜力的基础构型,对比了其气动性能、容积率等方面的差异;其次,按照机翼和头锥部位变体分类,分析了不同方案的结构设计和气动影响;接着,从提高变体结构变形、承载与防热性能的角度,介绍了系统布局优化、构件拓扑优化与材料-结构多尺度优化和被动、主动热防护结构设计;最后,总结了目前跨域飞行器结构与变构型设计工作仍面临的挑战与难题,展望了相关研究在未来的发展方向。 展开更多
关键词 跨域飞行器 变构型 结构优化 轻量化 热防护技术
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基于飞机全动垂尾结构的抖振载荷加载方法研究
17
作者 李益萱 张飞 +3 位作者 李凯翔 白春玉 刘小川 王彬文 《西北工业大学学报》 北大核心 2025年第5期888-895,共8页
在大攻角飞行等严酷工况下高机动性飞机的一些典型结构,如全动垂尾结构,会发生强烈的抖振,亟需开展抖振载荷和气动载荷联合作用下的动态疲劳试验。针对此类试验中抖振载荷的加载需求,设计研发了“双液压球头+橡胶板”抖振加载系统与振... 在大攻角飞行等严酷工况下高机动性飞机的一些典型结构,如全动垂尾结构,会发生强烈的抖振,亟需开展抖振载荷和气动载荷联合作用下的动态疲劳试验。针对此类试验中抖振载荷的加载需求,设计研发了“双液压球头+橡胶板”抖振加载系统与振动台随动加载系统。该系统通过实时追踪垂尾变形后的空间姿态,实现了对变形翼面的垂直加载,同时采用低干扰力控技术将加载装置对结构动力学特性的影响降至最小。基于具有相同动特性的垂尾模拟件,开展了加载方法的试验验证。结果表明:文中提出的加载方法可稳定施加低、中、高量级抖振载荷,系统运行可靠且数据完整有效,验证了其满足全动垂尾动态疲劳试验的技术要求,具有直接工程应用价值,可推广至真实结构的试验中。 展开更多
关键词 全动垂尾结构 动态疲劳试验 振动台随动系统 抖振载荷加载 试验验证
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高超声速风洞稀薄流场转动温度和振动温度测量研究
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作者 陈爱国 田颖 +4 位作者 王杰 杨彦广 李志辉 李中华 李震乾 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期46-53,共8页
稀薄流场中转动温度与振动温度的不一致是热力学非平衡的具体表现,可采用电子束荧光技术这一非接触测量手段对稀薄流场的转动温度和振动温度进行测量。本文介绍了电子束荧光技术用于测量稀薄流场转动温度与振动温度的基本原理和方法,给... 稀薄流场中转动温度与振动温度的不一致是热力学非平衡的具体表现,可采用电子束荧光技术这一非接触测量手段对稀薄流场的转动温度和振动温度进行测量。本文介绍了电子束荧光技术用于测量稀薄流场转动温度与振动温度的基本原理和方法,给出了在某风洞中开展的喷管出口稀薄流场转动温度、振动温度测量结果。重复性测量结果表明:转动温度最大相对不确定度为0.26%,振动温度最大相对不确定度为0.8%;Ma=12和16锥形喷管出口截面上的转动温度与振动温度分布特征体现了锥形喷管膨胀流动的特点,而各喷管在3个不同状态的测量结果表明:随着稀薄度增加,振动温度与转动温度的偏差会越大,热力学非平衡现象也越突出。 展开更多
关键词 电子束荧光 稀薄流场 转动温度 振动温度 低密度风洞
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气体质量引射对钝锥俯仰特性的影响
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作者 梁彬 赵俊波 +4 位作者 付增良 周家检 周平 张石玉 孙玮琪 《航空学报》 北大核心 2025年第3期260-268,共9页
采用烧蚀气体质量引射与运动耦合风洞试验技术,通过在钝锥模型表面施加气体引射作用,研究气体引射作用对钝锥动稳定性等气动特性的影响规律。在名义马赫数6.0的条件下开展试验,引射气体介质分别为空气、氩气、氦气。风洞试验研究结果表... 采用烧蚀气体质量引射与运动耦合风洞试验技术,通过在钝锥模型表面施加气体引射作用,研究气体引射作用对钝锥动稳定性等气动特性的影响规律。在名义马赫数6.0的条件下开展试验,引射气体介质分别为空气、氩气、氦气。风洞试验研究结果表明:引射气体质量流量升高,产生较小量的低头力矩;引射作用耦合模型运动周期性变化时,模型俯仰动稳定性导数变化规律明显;引射流量保持恒定时模型俯仰动稳定性不变,结果与无引射作用时一致。 展开更多
关键词 钝锥 烧蚀 质量引射 动稳定性 风洞试验
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大型运输机增升结构多参量耦合疲劳试验方法
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作者 王育鹏 贺谦 +3 位作者 夏峰 许飞 宋鹏飞 张超 《航空动力学报》 北大核心 2025年第5期22-29,共8页
针对大型运输机增升结构疲劳试验面临的空间复杂运动翼面载荷精准施加、多系统多参量交互协同控制和复杂耦合验证系统安全运行等难点,开展了多维运动增升结构轨迹模拟、多参量耦合精准动态协同控制、复杂耦合试验系统实时联动安全保护... 针对大型运输机增升结构疲劳试验面临的空间复杂运动翼面载荷精准施加、多系统多参量交互协同控制和复杂耦合验证系统安全运行等难点,开展了多维运动增升结构轨迹模拟、多参量耦合精准动态协同控制、复杂耦合试验系统实时联动安全保护等技术研究。建立了基于微分平坦的空间轨迹模拟方法,确保了翼面偏转过程载荷方向实时精准跟随;构建了随动机构运动速率优化模型,采用时序控制方法,实现了多系统多参量精准动态协同控制;建立了耦合系统功能失效联动保护策略和基于高频轮询模式的通讯状态监控方法,实现了复杂试验系统失效实时联动安全保护;形成一种大型运输机复杂增升结构多参量耦合疲劳试验方法。工程应用结果表明:该方法加载力线最大角度误差为1.8°,载荷最大相对动态误差2.69%,子系统安全保护响应时间最大值18 ms,确保了襟缝翼结构寿命评估的准确性和试验运行的可靠性。 展开更多
关键词 增升结构 结构疲劳 空间轨迹模拟 多参量协同 系统失效保护
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