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飞机典型运行状态声源识别及其声功率估计
1
作者 宋亚辉 《实验流体力学》 北大核心 2026年第1期79-87,共9页
识别飞机典型运行状态下的主要声源并估计其声功率,对飞机低噪声设计与噪声污染评估具有重要意义。基于波束形成方法,发展了利用声阵列估算飞机外部气动声源声功率的算法和声贡献量分析方法,并设计了以“声–飞机–环境”参数综合测试... 识别飞机典型运行状态下的主要声源并估计其声功率,对飞机低噪声设计与噪声污染评估具有重要意义。基于波束形成方法,发展了利用声阵列估算飞机外部气动声源声功率的算法和声贡献量分析方法,并设计了以“声–飞机–环境”参数综合测试为核心的飞行试验总体技术方案。针对某型歼击机地面开车和某大型运输类飞机低空飞行2种场景,分别采用非均匀线阵列和多臂螺旋声阵列,开展已知声源条件下的算法验证,以及飞机实际运行条件下的应用分析。结果表明,所提方法能准确识别200~2000 Hz频率范围内的主要声源,完成对发动机和机身声源辐射声功率的估算,并可进一步确定各声源对总声能量的贡献量。 展开更多
关键词 飞机噪声 声源识别 声功率估计 声贡献量 飞行试验
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宽速域高压捕获翼气动构型及其跨声速气动特性
2
作者 崔凯 王泽森 +3 位作者 肖尧 田中伟 李广利 常思源 《航空学报》 北大核心 2026年第1期1-15,共15页
具备高超声速巡航能力的宽速域飞行器是近年来国内外的研究热点,然而,更宽的飞行速域给气动布局设计带来了巨大的挑战。为有效突破实用化升阻比与容积率之间的矛盾,基于高压捕获翼气动布局概念提出了一种具有大容积率特征的新型气动构型... 具备高超声速巡航能力的宽速域飞行器是近年来国内外的研究热点,然而,更宽的飞行速域给气动布局设计带来了巨大的挑战。为有效突破实用化升阻比与容积率之间的矛盾,基于高压捕获翼气动布局概念提出了一种具有大容积率特征的新型气动构型,仿真结果表明该构型在马赫数6.0条件下最大升阻比可达5.89,相比于不带捕获翼的参考构型而言升阻比增量超过18%。在此基础上,重点针对马赫数0.8和1.2两个典型跨声速状态进行了数值仿真与分析。结果表明,相较参考构型,新型高压捕获翼气动构型在两种状态下的升力和阻力系数均有不同程度的增加。尽管升阻比有一定损失,但在整个宽速域范围内气动焦点的偏移量明显减小。在跨声速速域内焦点相对偏移量减小11.1%,在跨声速至高超声速速域内焦点相对偏移量减小49.9%。进一步分析表明,气动焦点偏移量的缩减主要是新增翼面与机身间的耦合作用所致。 展开更多
关键词 宽速域 高压捕获翼 气动构型 计算流体力学 跨声速
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高阶精度有限差分格式的全局守恒特性初探
3
作者 闵耀兵 谢宁 +2 位作者 马燕凯 燕振国 邓小刚 《空气动力学学报》 北大核心 2026年第1期19-29,共11页
高阶精度有限差分格式的守恒特性一直都饱受质疑,这限制了其在复杂工程问题中的应用。基于对称守恒网格导数方法(symmetric conservation metric method,SCMM)的高阶精度WCNS(weighted compact nonlinear schemes)格式,具有与有限体积... 高阶精度有限差分格式的守恒特性一直都饱受质疑,这限制了其在复杂工程问题中的应用。基于对称守恒网格导数方法(symmetric conservation metric method,SCMM)的高阶精度WCNS(weighted compact nonlinear schemes)格式,具有与有限体积方法相媲美的几何守恒特性,但其全局守恒特性问题却未能彻底解决。本文基于等距网格上的全场一致高阶精度WCNS格式,将整个计算区域内所有求解点上的积分权值作为未知量,以满足全局守恒为条件,直接数值解出所有求解点上的积分权值,并结合理论分析给出积分权值应该满足的4个约束条件,然后通过针对性的数值实验分别验证了4个约束条件的合理性,并进一步研究了全局守恒特性对高阶精度差分格式模拟结果的影响。研究结果可用于指导适用于工程实际问题模拟高阶精度边界差分格式和对应的数值积分方法的设计。 展开更多
关键词 高阶精度差分格式 WCNS格式 全局守恒特性 一致高阶精度差分格式 有限差分格式
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直升机近地飞行扬沙抑制的旋翼布局参数
4
作者 吴林波 孟澍 +1 位作者 张威 谭剑锋 《航空学报》 北大核心 2026年第1期51-64,共14页
针对直升机野外作训作战复杂沙尘起降实际问题,通过精细化构建旋翼近地面干扰流场,计入沙粒离散单元法(DEM)模型和Hertz-Mindlin沙粒碰撞力模型,构建了直升机近地面扬沙综合建模分析方法。采用UH-60A标模旋翼验证了所提耦合流场和扬沙... 针对直升机野外作训作战复杂沙尘起降实际问题,通过精细化构建旋翼近地面干扰流场,计入沙粒离散单元法(DEM)模型和Hertz-Mindlin沙粒碰撞力模型,构建了直升机近地面扬沙综合建模分析方法。采用UH-60A标模旋翼验证了所提耦合流场和扬沙特性仿真的可靠性。在此基础上,开展基于直升机近地面扬沙抑制的旋翼参数设计研究,通过对比不同方案的桨尖涡强度和地面射流速度,结合流场-扬沙特性,分析桨尖下反角和先进三维桨尖(类BERP外形)对扬沙抑制的影响。结果表明:减小桨尖下反角,增加桨尖涡强度的同时可以提高地面射流速度,增大沙迹线外扩半径,提高沙尘环境可视度;相比于抛物线桨尖,类BERP桨叶较强的桨尖涡与地面冲击后,同样可增大地面射流强度和速度,对地面沙尘扬起有较好的抑制效果,从而可改善驾驶员的安全飞行视野范围。 展开更多
关键词 直升机 近地面飞行 扬沙抑制 旋翼 布局参数
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深空探测器进入行星大气面临的极高速流动与传热基础科学问题
5
作者 唐志共 张志刚 +4 位作者 粟斯尧 杨强 胡华雨 党雷宁 罗仕超 《空气动力学学报》 北大核心 2026年第1期1-5,共5页
火星采样、载人登月、木星系探测等深空探测任务中,探测器将以超行星第一宇宙速度进入地外行星大气或返回地球大气,系统能量大幅增加,出现伴随超高温物理化学反应的极高速流动与传热现象,其中涉及微观物理化学反应与宏观流动、流固界面... 火星采样、载人登月、木星系探测等深空探测任务中,探测器将以超行星第一宇宙速度进入地外行星大气或返回地球大气,系统能量大幅增加,出现伴随超高温物理化学反应的极高速流动与传热现象,其中涉及微观物理化学反应与宏观流动、流固界面传热传质,以及防热材料内部热力响应等不同时空尺度过程的复杂相互作用。如何准确描述预示这样一个多相态、多尺度、多过程强耦合的极端流动与传热系统,从而支撑探测器精细化设计,以实现动能高效耗散与热量有效隔绝,对流体力学及相关学科提出了严峻挑战。本文聚焦深空探测器进入行星大气过程中的极高速流动与传热问题,探讨梳理了极高速流动、强辐射传热、超高温物理化学反应3个方面的基础科学问题,并对我国未来该领域研究进行了展望。 展开更多
关键词 深空探测器 极高速流动 强辐射传热 超高温理化反应
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螺旋桨飞机风洞试验动力参数实时监测系统
6
作者 顾艺 霍国 +2 位作者 叶健 宋晋 薛伟 《兵工自动化》 北大核心 2026年第2期20-26,共7页
针对螺旋桨带动力试验系统地面调试问题,设计一种螺旋桨动力参数实时监测系统。利用NI便携式数采系统测量螺旋桨天平信号,通过创建虚拟仪器数据采集任务和表格化天平公式,实时获得螺旋桨的拉力和扭矩等动力参数;在地面调试时,通过获取... 针对螺旋桨带动力试验系统地面调试问题,设计一种螺旋桨动力参数实时监测系统。利用NI便携式数采系统测量螺旋桨天平信号,通过创建虚拟仪器数据采集任务和表格化天平公式,实时获得螺旋桨的拉力和扭矩等动力参数;在地面调试时,通过获取实测螺旋桨动力参数,可实时掌握当前螺旋桨在不同桨叶角、转速工况下的负载特性,结合对驱动器参数的监测获取电机出力性能。结果表明:在风洞试验时,该系统作为备份的快捷测试手段,可帮助快速排除或定位数据测试方面的问题。 展开更多
关键词 螺旋桨飞机 风洞试验 动力参数 实时监测
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面向CO浓度与高温危害的民机火灾数值模拟研究
7
作者 张中波 陈亭西 肖鹏 《安全与环境学报》 北大核心 2026年第1期209-220,共12页
建立了180座窄体客机客舱全尺寸模型,采用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法分析了不同空调送风量下,客舱扩大型火灾产生的CO和温度分布规律。基于FED失能模型和高温失能模型,分析了不同位置乘客在CO与高温双重影响... 建立了180座窄体客机客舱全尺寸模型,采用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法分析了不同空调送风量下,客舱扩大型火灾产生的CO和温度分布规律。基于FED失能模型和高温失能模型,分析了不同位置乘客在CO与高温双重影响下的耐受时间阈值。结果表明,增强客舱通风可使CO蔓延速度降低约50%,且CO的扩散范围显著缩小,第120 s时CO体积分数超过4500×10^(-6)的区域从25排缩小至12排。提高空调送风量可延长舱内乘客的忍耐极限时间2~50 s。值得注意的是,内流场环境使火灾对后舱的乘客影响更为明显,送风量为15 L时,客舱后部CO体积分数增长速率为客舱前部的1.96倍;随着送风量增加,前后舱室CO体积分数的非对称性加剧;在15 L送风量时,前后舱室CO体积分数增长速率差异是5 L时的2.55倍。在空调系统正常送风的情况下,大多数乘客在火灾中失能的时间仅为60~100 s。若机组成员能够及时调高空调送风量,乘客的可耐受时间可延长2~50 s。此外,客舱前部乘客的失能时间阈值比后部乘客长约30 s。 展开更多
关键词 安全工程 民机火灾 CO烟气 CFD仿真 人员失能
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超音速气流中层合截锥壳气动弹性特性分析
8
作者 石先杰 黄舟 冯佳 《振动工程学报》 北大核心 2026年第2期464-470,共7页
针对飞行器结构在高速气流中面临复杂气动载荷这一工程问题,研究了超音速气流中层合截锥壳气动弹性行为。根据一阶剪切变形理论推导建立了层合截锥壳的动能和应变能方程,并采用带有曲率修正项的线性活塞理论计算确定了气动载荷。基于谱... 针对飞行器结构在高速气流中面临复杂气动载荷这一工程问题,研究了超音速气流中层合截锥壳气动弹性行为。根据一阶剪切变形理论推导建立了层合截锥壳的动能和应变能方程,并采用带有曲率修正项的线性活塞理论计算确定了气动载荷。基于谱几何法构造位移容许函数,利用Rayleigh-Ritz方法求解能量泛函以获得超音速气流中层合截锥壳气动弹性分析模型。通过与现有文献结果对比,验证了文中模型的正确性。在此基础上,分析了材料参数对层合截锥壳气动弹性稳定性的影响,为超音速飞行器的气动弹性设计提供依据和指导。 展开更多
关键词 超音速气流 层合截锥壳 线性活塞理论 谱几何法
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结构参数对折返式鼠笼力学特性的影响及试验研究
9
作者 窦唯 赵帅元 金志磊 《振动工程学报》 北大核心 2026年第1期42-48,共7页
为了研究结构参数微调下的折返式鼠笼力学特性,以折返式鼠笼的体积、静刚度和笼条高度为约束条件,采用鼠笼刚度解析公式对笼条长度、宽度及个数进行微调设计,基于有限元法建立了折返式鼠笼的力学模型,通过静刚度试验和动刚度试验对模型... 为了研究结构参数微调下的折返式鼠笼力学特性,以折返式鼠笼的体积、静刚度和笼条高度为约束条件,采用鼠笼刚度解析公式对笼条长度、宽度及个数进行微调设计,基于有限元法建立了折返式鼠笼的力学模型,通过静刚度试验和动刚度试验对模型进行了验证,对微调设计后的折返式鼠笼力学特性变化规律进行研究。研究发现,结构微调状态下,鼠笼静刚度、动刚度和体积的变化范围不超过5%,鼠笼最大静应力和最大动应力随笼条个数的增加有下降趋势。该结果表明,在保证鼠笼体积和刚度等参数基本不变的前提下,通过微调设计可以适当提升折返式鼠笼安全裕度,提高鼠笼可靠性。 展开更多
关键词 折返式鼠笼 结构微调 有限元法 静力学特性 动力学特性
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陶瓷基复合材料韧-脆性转变统计强度模型
10
作者 杨成鹏 贾斐 魏景超 《航空学报》 北大核心 2026年第2期78-87,共10页
连续纤维增强复合材料通常存在韧-脆性转变问题,其对复合材料的界面设计和整体性能评价具有重要意义。基于纤维应力场的弹性力学解答,应用剪滞理论和纤维随机断裂概率的统计分析方法,考虑纤维表面的应力集中效应,在单裂纹和多裂纹两种... 连续纤维增强复合材料通常存在韧-脆性转变问题,其对复合材料的界面设计和整体性能评价具有重要意义。基于纤维应力场的弹性力学解答,应用剪滞理论和纤维随机断裂概率的统计分析方法,考虑纤维表面的应力集中效应,在单裂纹和多裂纹两种失效模式下,分别建立连续纤维增强陶瓷基复合材料(CMCs)的韧-脆性转变拉伸强度模型。针对2D-C/SiC复合材料的分析计算结果表明:拉伸强度对界面滑移应力敏感,随着界面滑移应力的增大,纤维应力集中效应增强,拉伸强度预测值先升高后降低;单裂纹模式下的拉伸强度预测值显著高于多裂纹模式,但两种模式下拉伸强度随界面滑移应力的变化规律相似;单裂纹模式下考虑纤维断裂拔出应力对CMCs整体承载能力的贡献时,模型预测的拉伸强度值显著提高,且随着拔出系数的增大拉伸强度持续增大。建立的模型强度预测值与文献中的试验数据吻合较好,证明了模型的合理性与准确性。 展开更多
关键词 陶瓷基复合材料 统计强度模型 界面脱黏 基体开裂 拉伸强度
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新工科背景下力学类课程研究性教学探索与实践——以郑州航空工业管理学院飞行器设计与工程专业为例
11
作者 苗楠 田秋丽 刘战合 《河南教育(高教版)(中)》 2026年第2期72-73,共2页
力学类课程在当前飞行器设计与工程专业培养方案中具有重要地位。针对目前教学中存在的问题,将编程仿真软件引入课堂教学以优化教学内容,将工程案例引入课堂教学以培养学生的力学思维、创新思维和工程意识。通过对力学类课程教学模式的... 力学类课程在当前飞行器设计与工程专业培养方案中具有重要地位。针对目前教学中存在的问题,将编程仿真软件引入课堂教学以优化教学内容,将工程案例引入课堂教学以培养学生的力学思维、创新思维和工程意识。通过对力学类课程教学模式的探索与实践,可以更好地满足新工科背景下对卓越工程师的培养要求。 展开更多
关键词 新工科 飞行力学 飞行器结构力学 研究性教学 飞行器设计与工程
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异型建筑风驱雨分布特性数值研究
12
作者 王辉 周荃 唐静 《合肥工业大学学报(自然科学版)》 北大核心 2026年第1期111-118,共8页
目前关于风驱雨(wind-driven rain,WDR)的研究主要以矩形截面建筑作为研究对象,针对常见的异型建筑WDR研究仍比较缺乏,因此揭示该类型建筑的WDR分布规律已成为WDR领域的重要工作。文章基于欧拉多相流模型的WDR数值模拟方法,模拟分析不... 目前关于风驱雨(wind-driven rain,WDR)的研究主要以矩形截面建筑作为研究对象,针对常见的异型建筑WDR研究仍比较缺乏,因此揭示该类型建筑的WDR分布规律已成为WDR领域的重要工作。文章基于欧拉多相流模型的WDR数值模拟方法,模拟分析不同风速和降雨强度下3类异型建筑WDR分布特性及与典型矩形截面建筑WDR的差异。结果表明:与矩形建筑立面WDR连续分布的情况不同,异型建筑因其特殊外形的干扰,立面WDR分布更为复杂;由于迎风立面突出部分能有效减少WDR对附近区域的侵袭,转角区域的抓取率趋近于0;相较于降雨强度,风速对异型建筑立面抓取率的影响更大,当降雨强度保持不变、风速从2m/s增大至10m/s时,抓取率最大值提高0.8。 展开更多
关键词 风驱雨 异型建筑 欧拉多相流 抓取率
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侧风影响下的尾流冲浪仿真模拟研究
13
作者 陈宽明 王腾 +1 位作者 刘泽宇 苏润之 《飞行力学》 北大核心 2026年第1期14-19,共6页
在尾流冲浪编队飞行中,后机可通过捕获前机尾流获得升力增益,该技术能显著降低长航程飞行中的碳排放。然而,当前关于侧风对尾流冲浪影响的研究仍属空白。针对B737-800构建“V”形编队模型,基于巡航高度侧风条件开展尾流冲浪数值仿真。通... 在尾流冲浪编队飞行中,后机可通过捕获前机尾流获得升力增益,该技术能显著降低长航程飞行中的碳排放。然而,当前关于侧风对尾流冲浪影响的研究仍属空白。针对B737-800构建“V”形编队模型,基于巡航高度侧风条件开展尾流冲浪数值仿真。通过CFD建立重叠网格系统模拟飞机流场,解析前机尾流的耗散特性并计算尾涡环量、半径及下沉速率等参数。将前机尾涡场耦合至后机流场域,系统评估后机升力响应规律。实验设计采用2.0~3.5 km纵向间距范围内的4组典型间隔,结合30 m/s与40 m/s侧风风速及90°风向角,综合评估后机升力增益效果。研究结果表明:在40 m/s侧风条件下,当来流方向与机翼呈90°夹角、前后机水平间距0.5B(B为翼展)、垂直间距0B时,后机升力提升率达到14.2%,呈现最优增益效果。 展开更多
关键词 编队飞行 侧风 尾流冲浪 数值模拟
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3维可视化安全联锁系统研制及应用
14
作者 金志伟 景川 +1 位作者 邢盼 蒋文静 《兵工自动化》 北大核心 2026年第2期37-39,60,共4页
针对2.4 m跨声速风洞运行监控缺少统一的基础显示平台,无法全面、准确、集中监测风洞整体运行情况,提出基于数字化技术研制3维可视化安全联锁监控系统。将风洞洞体、流场及主要执行机构等的总体态势以3维视图方式进行呈现,对油源、气密... 针对2.4 m跨声速风洞运行监控缺少统一的基础显示平台,无法全面、准确、集中监测风洞整体运行情况,提出基于数字化技术研制3维可视化安全联锁监控系统。将风洞洞体、流场及主要执行机构等的总体态势以3维视图方式进行呈现,对油源、气密封、电源等系统的状态进行远程在线监控。在控制系统出现故障、设备状态超出安全范围、模型出现剧烈抖动等情况时,及时对整个风洞系统实施联锁保护,同时解决风洞运行过程中监控内容过于繁杂及分散等问题,并优化完善设备故障的告警功能。结果表明:该系统在投入2.4 m跨声速风洞日常应用时,能够满足风洞运行的安全监控要求,使用效果良好。 展开更多
关键词 风洞 监控 3维可视化 安全联锁系统
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真实气体效应下飞行/喷流参数对逆向喷流减阻降热特性的影响
15
作者 杜佳宝 吴锦水 段润泽 《空气动力学学报》 北大核心 2026年第1期96-108,共13页
高速飞行器飞行时会产生大量的气动阻力和气动热,周围气体分子的振动能和电子能被激发,并发生离解和电离等化学反应,真实气体效应不可忽略。逆向喷流技术作为一种主动热防护技术,已受到广泛关注,因此有必要对真实气体效应下的逆向喷流... 高速飞行器飞行时会产生大量的气动阻力和气动热,周围气体分子的振动能和电子能被激发,并发生离解和电离等化学反应,真实气体效应不可忽略。逆向喷流技术作为一种主动热防护技术,已受到广泛关注,因此有必要对真实气体效应下的逆向喷流减阻降热特性进行深入研究。本文基于数值计算方法,对比了不同气体模型下逆向喷流系统的性能,发现热化学非平衡气体模型对钝体阻力与热流的预测更为准确,更适用于高速飞行器的气动热环境分析。采用二维可压缩Navier-Stokes方程和热化学非平衡气体模型模拟了钝体在不同飞行条件下喷流系统的流场分布,研究了真实气体效应下飞行/喷流参数对喷流流场结构、钝体气动阻力和气动热的影响。结果表明:飞行马赫数增大,钝体的总阻力和总热流显著增加,飞行马赫数从8增大到12,钝体的总阻力系数提高了29.30%,总热流增大了8.53倍。飞行攻角为10°时,迎风面和背风面的壁面压力相差2.57倍,最大热流密度相差16.17倍。增大飞行高度会降低来流总压,使喷流穿透能力增强,飞行高度从32 km增加到36 km,钝体峰值压力降低了36.34 kPa,峰值热流密度降低了1.32 MW/m_(2)。增大喷流压比对降低钝体总阻力和总热流具有显著效果,当喷流压比为0.014时,系统减阻降热效果最佳,总阻力系数和总热流相较无喷流时分别降低41.32%和73.55%。喷流温度变化主要影响近壁面温度分布,温度升高虽对钝体总阻力系数影响甚微,但会提高钝体总热流,导致系统减阻降热效率降低。 展开更多
关键词 逆向喷流 真实气体效应 减阻 降热 热化学非平衡气体模型 热防护
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国产化颤振科目试飞实时监控软件设计
16
作者 张强 姚瑜 《中国科技信息》 2026年第2期68-70,74,共4页
1背景。颤振是指飞机结构在气流作用下发生的一种自激振动现象,属于气动弹性力学范畴。主要是指当气流速度达到一定临界值时,飞机的某些部件(如机翼、尾翼、操纵面等)会因空气动力、弹性力和惯性力的相互耦合,产生振幅不断增大的振动。... 1背景。颤振是指飞机结构在气流作用下发生的一种自激振动现象,属于气动弹性力学范畴。主要是指当气流速度达到一定临界值时,飞机的某些部件(如机翼、尾翼、操纵面等)会因空气动力、弹性力和惯性力的相互耦合,产生振幅不断增大的振动。若不及时控制,可能导致结构疲劳甚至瞬间断裂,因此理论分析、地面试验和飞行试验等各个方面都需要做颤振研究。 展开更多
关键词 软件设计 飞机结构 颤振 气动弹性力学 实时监控
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爆轰波不稳定性的矢通量分析
17
作者 刘云峰 《气体物理》 2026年第1期74-87,共14页
爆轰波不稳定性是一直没有解决的爆轰基础理论问题。本研究首次提出了矢通量分析方法来解释爆轰波不稳定性机理。采用Euler方程和一步总包化学反应模型,对满足化学当量比的氢气/空气爆轰波的不稳定性开展了一维数值模拟,提取了每个时间... 爆轰波不稳定性是一直没有解决的爆轰基础理论问题。本研究首次提出了矢通量分析方法来解释爆轰波不稳定性机理。采用Euler方程和一步总包化学反应模型,对满足化学当量比的氢气/空气爆轰波的不稳定性开展了一维数值模拟,提取了每个时间步的矢通量进行分析。研究结果表明,爆轰波面上的激波和化学反应放热的矢通量形状为Λ形,而稀疏波的矢通量形状为负Λ形,在爆轰波的不稳定传播过程中,矢通量的大小发生量级变化。这3个矢通量的不同相位组合,是CJ爆轰波、弱不稳定爆轰波、周期性爆轰波、振荡爆轰波和过驱爆轰波等不同传播模态的物理机理。 展开更多
关键词 爆轰波 爆轰波不稳定性 非线性不稳定性 加热Euler系统 矢通量
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基于边界积分法的机翼绕流动态分离特性分析
18
作者 程相茹 郑春浩 《机械工程师》 2026年第1期112-117,共6页
为快速高效预测层流湍流跃迁点并模拟机翼绕流分离特性,支撑螺旋桨设计评估,文中基于边界积分法和Kutta-Joukowski(K-J)定理,建立了机翼剖面绕流及其边界层动态分离特性计算方法,对两个雷诺数下的亚临界攻角范围内NACA0018翼型升力和阻... 为快速高效预测层流湍流跃迁点并模拟机翼绕流分离特性,支撑螺旋桨设计评估,文中基于边界积分法和Kutta-Joukowski(K-J)定理,建立了机翼剖面绕流及其边界层动态分离特性计算方法,对两个雷诺数下的亚临界攻角范围内NACA0018翼型升力和阻力系数开展计算,并利用CFD计算包中RANS方法对两者剖面系数、脉冲损失厚度、边界层层流紊流跃迁点和边界层分离点结果进行了对比分析,结果表明两者之间吻合度良好,验证了该方法对机翼剖面特征参数预测的准确性。 展开更多
关键词 机翼剖面 边界积分 动态分离 层流紊流跃迁点 脉冲损失厚度
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飞机风挡结构超小容积增压试验装置设计技术研究
19
作者 牧彬 《工程与试验》 2026年第1期66-68,共3页
某型飞机风挡及连接结构容积显著小于飞机驾驶舱、客舱等结构,其疲劳试验过程中增压载荷工况面临的主要问题是压力过冲严重、稳定时间较长。为解决超小容积增压试验控制问题,本文设计了一种专用充气加载试验装置,以PLC为核心,由充气比... 某型飞机风挡及连接结构容积显著小于飞机驾驶舱、客舱等结构,其疲劳试验过程中增压载荷工况面临的主要问题是压力过冲严重、稳定时间较长。为解决超小容积增压试验控制问题,本文设计了一种专用充气加载试验装置,以PLC为核心,由充气比例阀、放气开关阀组成,同时建立其PLC切换工作逻辑,最后利用AMESim建模进行仿真验证。结果表明,超小容积增压试验控制技术能够抑制压力过冲及反复调节,控制精度满足试验任务书要求。 展开更多
关键词 增压试验 试验装置 风挡结构 气压仿真 压力过冲
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不同材料和铺层角度对机翼颤振的影响分析
20
作者 肖艳平 朱以浩 王亮 《中国民航飞行学院学报》 2026年第1期22-27,共6页
为应对现代航空器轻量化与高性能需求,复合材料因其优异的比强度与可设计性被广泛应用于机翼结构,本文基于有限元分析平台Patran/Nastran,探索复合材料参数以及铺层参数对颤振边界的影响规律。通过Patran建立了复合材料机翼有限元模型,... 为应对现代航空器轻量化与高性能需求,复合材料因其优异的比强度与可设计性被广泛应用于机翼结构,本文基于有限元分析平台Patran/Nastran,探索复合材料参数以及铺层参数对颤振边界的影响规律。通过Patran建立了复合材料机翼有限元模型,借助Nastran进行模态分析与频域气动弹性耦合计算,提取模态频率、阻尼特性及颤振临界速度。研究发现,复合材料的弹性模量提高会增强结构刚度,从而提高颤振临界速度;高0°铺层在三种铺层角度中弯曲刚度最大,使得颤振临界速度最大;对称铺层较非对称铺层颤振临界速度更大;在0.4~0.8 Ma下,几种材料机翼的颤振临界速度均呈先减小后增大的趋势,T300/环氧树脂复合材料机翼表现最佳。 展开更多
关键词 复合材料 铺层参数 模态频率 颤振边界
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