机翼电热除冰专利技术概述

飞机机翼结冰是导致飞行安全事故的主要隐患之一,飞机机翼的防/除冰系统是提高飞机的安全性能,电热除冰因其高效率、低能耗、易控制的优势已成为目前重要的除冰方法之一。本文对飞机机翼防/除冰技术领域的专利申请进行分析,从中国、全球的专利申请量、申请人的分布等多方面统计分析,阐述了飞机机翼防/除冰技术领域的专利申请发展趋势,追踪了飞机机翼防/除冰技术领域的发展脉络,重点针对飞机机翼电热除冰过程中涉及的传热特性、冰壳现象及其影响和冰脊形成特征三大主要研究方向,对其技术方向和技术手段的发展脉络进行了梳理。     

基于关键测量特征的机翼对接容差分配

针对在飞机装配过程中机翼对接准确度难以保证而影响飞机的气动外形和飞行平稳性的问题,建立了一种以关键测量特征的测量数据为节点的容差分配模型。基于测量辅助装配技术,对装配过程中飞机的关键测量特征进行定义。分析了机翼对接中关键测量特征间的几何关系,考虑了现场测量设备的测量不确定度,在此基础上建立了以关键测量特征的测量数据为节点的容差分配模型。试验结果表明,利用容差分配模型对机翼的安装角、上反角和对称性等进行容差分配,将分配的容差信息融入数字化装配系统,可以显著提高飞机装配的质量和效率。研究结果可以为飞机机翼对接过程中装配特征的定义和容差分配提供一定的理论指导。     

超临界机翼跨音速颤振风洞试验研究

某先进民用支线飞机采用超临界机翼设计,跨音速颤振特性是超临界机翼的重要关键技术之一。颤振模型风洞试验是民机研制阶段最有效的跨音速颤振特性适航验证试验。本文设计了某民机超临界机翼跨音速风洞颤振试验模型并进行了颤振风洞试验,根据试验结果并结合亚音速颤振分析和压缩性数值分析,得到了超临界机翼的跨音速颤振压缩性修正曲线。研究表明,超临界机翼跨音速颤振速度最大压缩性修正系数较小,风洞试验结果与理论分析吻合较好,试验结果可以用于飞机的适航取证。     

舰载机全机落震试验机翼升力模拟方法研究

舰载机全机落震试验机翼升力模拟是在实验室测试飞机着陆载荷时,给飞机动态施加飞机着陆时刻机翼升力,模拟飞机着陆真实受载,机翼升力施加是否合理是全机落震试验成功与否的关键技术。给出了全机落震试验机翼升力模拟准则,提出了一种适用于全机落震试验的模拟机翼升力加载方法。根据该方法介绍了机翼升力加载装置设计原理,并对设计的机翼升力模拟装置进行了力学性能测试。将此方法和装置应用于某型飞机全机落震试验中,分别从施加模拟机翼升力大小、飞机姿态影响、下沉速度影响和着陆能量吸收四个方面对全机落震试验机翼升力模拟方法进行验证和评估。试验结果表明,该方法符合全机落震试验升力模拟准则,可用于舰载机全机落震试验。     

蛋白质涂料能防结冰德飞机穿上鱼蛋白衣服

飞机机翼结冰将增加阻力,对飞机的飞行安全产生极大的威胁。据《印度时报》报道,为了解除这一威胁,德国科研人员日前研制出一种鱼蛋白涂料,涂在飞机机翼表面,可有效地防止飞机在高空飞行中结冰。     

某型四座电动飞机复合材料机翼剪切性能试验与分析

为了验证某型四座电动飞机复合材料机翼结构强度是否满足适航规定(CCAR 23-R3《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》)要求,本工作对该复合材料机翼的翼梁、翼肋、蒙皮、前缘、后缘的布局和铺层等结构形式,以及机翼与机翼、机翼与机身的连接形式进行了研究分析,建立了四座电动飞机全机有限元数值分析模型,并计算了在适航规定要求的限制剪切载荷下,复合材料机翼的变形和应力分布情况,最后通过全机静力试验验证了有限元模拟结果的准确性。结果表明:有限元分析和试验结果有较好的一致性;该电动飞机复合材料机翼的结构设计形式,满足适航所规定的结构强度要求。     

OpenGL在FBG传感网络结构健康监测中的应用

对飞机机翼三维重建方法及其应用进行了研究,并采用开放性图形库OpenGL(Open Graphics Librar-y)三维图形软件接口标准,在Visual C 6.0平台下开发了基于光纤布拉格光栅FBG(Fiber Bragg Grating)动态应变采集与机翼模型三维重建系统.本文通过共享数据库的方式,在机翼模型与FBG传感网络数据直接建立连接,FBG传感器数据变化可实时在三维机翼模型中进行体现,由此实现了直观地对飞机机翼各监测点应变情况的实时监测.     

一种提高飞机着陆性能的新方法探索研究

提出了一种新型气动方法,主要原理是通过将机翼上表面的一部分翼面设计为活动翼面,当飞机进入降落阶段、迎角较大时,适当抬高该活动翼面,在该翼面抬起后,形成一个台阶,通过台阶中产生的稳定驻涡来控制机翼上表面的流动,与此同时,打开安装在机翼上的Gurney襟翼,从而达到同时提高机翼升力和失速迎角的目的,该方法比较适合提高小型飞机或无人机的着陆性能。通过将该方法在某小型飞机上运用,数值模拟的结果表明:机翼的最大允许使用升力系数提高了33%,最大的允许使用迎角提高了30%。为提高小型飞机的着落性能探索出一种具有发展潜力的方法。     

基于数字散斑的大型机翼弹性形变测量技术

飞机机翼在飞行过程中受气动力影响会发生弹性形变,导致机翼外载荷大小与分布变化,危及飞行安全。该文针对民用飞机在飞行过程中机翼弹性形变测量的需求,分析大型飞机的结构负荷,采用多组摄像机组合标定、机载摄像机位姿修正、大倾角散斑图像解算等视觉测量技术,开展多摄像机组合的大翼展数字散斑形变测量方法研究,设计适用于C919飞机飞行试验的机载翼面弹性形变测试系统。通过实验室仿真试验与精度对比分析,形变测量精度能够满足机翼弹性形变测量要求。     

倾转旋翼/机翼耦合系统过渡状态气弹动力学试验研究

研制了半展长的倾转旋翼／机翼耦合系统动力学模型,进行了模型的机翼基阶挥舞弯曲／扭转耦合振动随倾转角变化的气弹动力学特性分析及风洞试验,研究倾转角及前吹风速度对倾转旋翼／机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲／扭转耦合振动气弹动力学特性的影响。理论分析与试验结果表明：随试验模型从直升机模式倾转过渡到飞机模式,倾转旋翼／机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲／扭转耦合振动频率将会提高;在小前进比的前吹风倾转过程中,倾转旋翼／机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲／扭转耦合振动的阻尼随倾转角位置的不同而显著变化,随试验模型从直升机模式过渡到飞机模式,倾转旋翼／机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲／扭转耦合振动的阻尼明显降低。     

太阳能飞机推进系统电池布置对结构振动影响的分析研究

大展弦比太阳能飞机推进系统电池的位置将影响机翼结构的固有频率及振动响应,较大的振动响应将影响飞机的安全。首先建立机翼的三维模型,并进行理论分析,其次利用有限元分析软件进行分析。研究表明理论分析结果与有限元分析结果相一致,电池位置对于机翼结构的一阶扭转频率影响较大且电池位置越靠前振动响应越小。研究结果可作为布置电池位置的基本参考。     

考虑几何非线性效应的大展弦比机翼气动弹性分析

针对飞机飞行过程中因受气动载荷作用、机翼几何非线性效应影响气动弹性稳定性,提出考虑结构大变形几何非线性效应的大展弦比机翼气动弹性特性分析方法。通过对MSC.Nastran软件二次开发实现该方法的计算流程。考虑大展弦比机翼几何大变形对气动面网格构型影响,在每个迭代步对气动面网格进行更新,求出大展弦比机翼在给定飞行状态下的静气动弹性变形,获得考虑机翼结构几何非线性效应的刚度矩阵,并进行机翼颤振特性分析。对大展弦比机翼模型进行气动弹性特性分析计算表明,与线性气动弹性分析结果相比,考虑机翼结构大变形几何非线性效应,机翼静气动弹性变形会影响机翼动力学特性,使机翼扭转频率明显下降,导致机翼几何非线性颤振速度低于线性颤振速度。     

耐热复合材料可承受超音速飞行器的1970K高温

美国宇航局阿莫斯研究中心开发出一种韧化单片纤维强化防氧化复合材料（TUFROC）可用于飞机机翼前缘及机首部位的热防护装置。这种复合材料由导热差的基底和韧化高温表面层构成。它可承受1700℃的高温,即可用于锐利的,又可用于钝的外缘。这项技术拓展了纤维绝热材料在超音速飞机机翼前缘上的应用。     

飞机机翼油箱晃振仿真与全尺寸试验验证

飞机飞行过程中,机翼油箱受晃振激励易发生结构破坏,造成经济损失和人员伤亡,因此,飞机适航审定有必要合理评估机翼油箱晃振响应。现行飞机适航审定基于全尺寸试验,经济代价高且费时;数值分析多考虑规则油箱开展趋势影响研究,无法有效反映非规则油箱的晃振响应。该文以某全复合材料机翼油箱为研究对象,基于VOF法和模态叠加法描述非规则油箱液体晃动和结构振动,考虑流固耦合和晃振解耦获取油箱壁面应变信息,采用最大应变准则进行机翼油箱复合材料壁面结构失效分析,开展机翼油箱全尺寸晃振试验验证数值仿真的有效性。该文给出油箱壁面应变幅值和分布随油箱载液量、晃动幅值与频率、振动幅值与频率变化的时域响应,指出晃动破坏多发生于油箱下蒙皮近翼梢侧,振动破坏多出现在油箱下蒙皮近翼根处,晃振响应由振动因素主导。该文验证了数值仿真代替全尺寸试验的可行性,并基于数值仿真和物理实验研究油箱壁面应变水平和载液量、晃动和振动激励的非线性关系,为飞机适航审定提供有效指导性意见。     

美国航空复合材料简介

美国航空复合材料系指现已用于飞机结构上的各种高性能碳纤维、硼纤维和芳(族聚)酰胺纤维复合材料。这类先进复合材料已成为美国现代飞机的重要结构用材,目前已普遍用于战斗机的尾翼部件。现在,美国一些飞机公司正在研制军用机与直升机复合材料机身部件。 一、美国航空复合材材的应用与发展 美国开发应用航空复合材料迄今已有30年历史。1953年,美国最初将玻璃纤维增强塑料用于AT-6攻击机的机翼翼板,以后用在飞机的雷达天线罩、机翼整流片与直升机旋翼桨叶     

不同冰型对飞机机翼气动性能的影响

飞机在结冰后,飞行性能,操纵性、稳定性都会受到不同程度的影响。首先对这些问题进行阐述,然后通过风洞试验数据,对常见的三种冰型结冰后飞机动力学问题进行分析,讨论三种冰型对飞机机翼气动性能的影响。     

基于现代优化方法的气动弹性建模与设计技术

通过六种在工程设计上应用的实例,阐述国内飞机设计单位当前在飞机设计的各个阶段,利用现代优化技术所开展的气动弹性优化工作。内容涵盖机翼、尾翼、全机、常规金属结构、复合材料结构气动弹性优化建模和优化设计方面的问题;涉及飞机初步设计、详细设计和改型设计等多个阶段。应用结果表明:使用作者提出的基于遗传/敏度混合优化方法的现代优化技术,可以很好地解决现代飞机设计各个阶段的气动弹性建模和结构优化问题,达到提高设计效率、提升设计水平的效果。     

基于逆向设计的飞机气动外形重构

本文以通用飞机的逆向工程实践阐述了精密工业测量软、硬件在飞机气动外形逆向设计中的操作方法和步骤，归纳了适合飞机气动外形逆向设计的工作流程和处理技巧，并以机翼的外形逆向设计为案例，阐述了飞机气动外形重构中常出现的一些典型问题及解决方法。     

浅谈无人水下飞机设计

该文运用翼身融合的概念设计了一种多用途的水下无人机,通过机翼选型,采用后掠翼布局提高水下滑翔能力,其可通过飞行控制系统远程输入指令操作浮力调节装置与水下导航系统,使无人水下飞机可以在一定浅水域深度内自主巡航,并且可以完成空中水中往返模式的切换。经过在水池的实验,该无人水下飞机可在3 m水深内顺利运行,可满足在浅水域稳定运行与巡航的要求。     

基于代理模型的气动外形稳健优化方法

本文探讨了基于优化模型的飞机气动外形稳健优化设计.重点介绍了有关气动外形代理模型的建立和稳健优化理论,并通过一个飞机机翼气动外形的稳健优化算例来验证该理论的有效性和优越性.