民航班机航拍照片的技巧与后期处理

2012年国庆前夕，笔者与几位影友前往新疆拍摄北疆秋色，为节约时间，往返乘坐民航班机。作为酷爱摄影的我们，当然不会错过这一航拍的机会，于是在登机时坐上了靠眩窗的座位一A座，从杭州到乌鲁木齐往返都看到了雪山（小贴士：空中小客机A、F座靠窗。A座在左侧，F座在右侧；经济舱1～4排在机翼前，22排后在机翼后）。     

A380机翼翼肋材料更改引发的思考

复合材料越来越多地应用在民用飞机大展弦比机翼壁板和翼梁上，然而翼肋的材料面临着选择复合材料还是金属材料两难的境地。A380机翼初期采用复合材料翼肋。2012年后机翼翼肋更改为铝合金。文章首先对机翼主盒段翼肋的功能和载荷进行分析，然后对A380机翼翼肋材料更改过程进行详细介绍、对空客翼肋材料的选择趋势进行梳理、对翼肋选用复合材料进行理性的思考，最后形成初步结论，以便对复合材料机翼的翼肋选择材料起到借鉴作用。     

广州中国大酒店空调工程

一、概况中国大酒店座落在广州市,位于越秀公园西侧,中国出口商品交易会附近,是一座综合性的现代化豪华酒店。总建筑面积为16万8千平方米;总层数为地上18层,地下1层;总高度为62米。整座建筑分为A、B、C、D、E、F、G、H、J等九个单元(图1),其中A、B、E、F、G、H座是高级酒店,C座是出租商业大厦,D座和J座是高级公寓;J座的6层以下为汽车库,可停400辆汽车。酒店楼的A、B、F、H座的四层以上为客房,客房总间数为1200间,包括豪     

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。     

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。     

拖体机翼水动力数值仿真

采用具有k-ε两方程涡粘模型的Reynolds平均方法（RANs）求解Navier-Stokes方程，得到了水下拖体机翼周围的流场，与机翼敞水试验结果对比验证了k-ε模型数值解法是可行的。同时给出了机翼在流场中时水流流过机翼的流动细节，指出由于展长有限而在机翼两端出现涡脱落现象，从而在机翼尾部形成旋涡。     

空中客车用的碳复合材料翼梁

美国GKN航空公司已向空中客车A400M型军用运输机提供了第一批全复合材料制成的机翼梁材。这种20m长的小梁是碳复合材料首次用于大型运输机机翼的主要构造。A400M的机翼由两个前梁和两个后梁组成，每个分成两段。在这个独特的设计中，每个翼梁上均拥有集成的碳连结点，用于组装发动机舱和衬翼轨道梁等。这些片段彼此以全新设计的复杂链接方式连接以便减轻重量。     

一种静、动气动弹性的一体化计算方法

用欧拉方程计算非定常气动力，在时域内求解结构运动方程。根据计算得到的广义坐标时间响应的特性来判断机翼在给定来流条件下是否发生了颤振或静发散。如广义坐标的时间响应是收敛的．则扰动消失后的机翼平衡位置即为最终的机翼静变形，同时也得到了考虑弹性影响的机翼气动特性。从而得出飞机的静、动弹性一体化计算结果,与传统计算方法结果的比较说明了本文方法的有效性。     

弹性机翼跨音速静气动弹性问题研究

在非结构网格基础上,采用有限体积法求解了Euler方程;在结构网格基础上,采用有限差分方法求解了N-S方程。同时采用结构影响系数法计及机翼结构系统的弹性影响,计算了弹性机翼的结构变形和气动力载荷。计算结果表明:后掠机翼结构系统的弹性使弹性机翼产生了正的挠度和负的剖面扭转角;负的扭转角使弹性机翼的有效迎角减小;有效迎角的减小又使得弹性机翼的有效气动力载荷减小。针对算例机翼结构系统的弹性使弹性机翼的升力相对刚性机翼的升力减小27.9%。     

可变后掠机翼变形机理及气动特性研究

在飞行器的设计开发过程中,机翼后掠角的改变可以使飞行器在各个飞行阶段均保持较优的性能.本文提出一种局部旋转式变后掠机翼,并设计了相应的驱动机构.将此变后掠方案结合两种不同翼型分别构建三维模型后,基于FLUENT及SA湍流模型,对两模型分别进行了外部绕流流场的数值模拟,分析机翼在不同攻角及飞行马赫数下的气动特性差异.分析...     

国外拾零

加拿大全天候截击机CF-105(M=2)用材料 机翼蒙皮用75ST铝合金。锻件采用新铝合金7079制成,其横向延伸率最小为4％,经热处理后可获得最大机械性能,甚至在其断面达到6吋厚时,应力可忽略不计。风挡及座艙盖铸件用的铸造合金ZH62,当温度超过300°F(148.9℃)时,其硬度很好,并可焊接。携带武器弹药用的炸弹挂钩等装置,采用强度达280,000磅/吋~2的高强度钢。靠近喷气管道附近及尾喷口蒙皮,主要采用强度高、重量小的工业纯钛,工作温度约为800°F(426.7℃)以上。(付) "J.of The Royal Aeronautical Society" P.853～854     

碰撞阻尼器抑制机翼／外挂颤振的研究

对利用碰撞阻尼器抑制机翼／外挂颤振问题进行了研究，分析了碰撞阻尼器抑颤的机理，提出了“模态转移抑颤”的概念．针对碰撞阻尼器的非线性阻尼特性，在抑颤机理分析中采用了等效线化法和数值仿真法两种途径，并对一个带翼尖外挂的准三角机翼模型进行了抑颤风洞实验．实验结果及理论计算都证明了该方案的可行性：在机翼外挂联接处安装碰撞阻尼器后，系统的颤振速度提高了２９．４％，颤振品质也大获改善。     

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。     

飞机用防闪电模

英国一家公司为解决飞机的防闪电问题,采用英国3 M公司开发的丙烯酸酯胶粘剂材料,涂在装于机翼中的玻璃纤维板上,构成一层特殊的防闪电膜。这种玻璃纤维板已装在新型飞机A300和A310机翼中。在玻璃纤维板的光滑的外表面上采用普通方法涂敷防闪电膜很容易。但在玻璃纤维板的内表面涂敷防闪电膜较困难。因为在内表面上有隆起的加强肋,而防闪电膜必须形     

燃料电池技术助载人电动直升飞机成真

尽管只能飞行15min，但仍然是一次突破。通过对其所用电池加以改进后，载人电动直升飞机终于成为现实。德国（PC．Aero）、法国（EADS）、意大利（SkySpark）、中国（Luneee）和美国（Sonex）相续发表了有关完全电气化的固定翼机（注：固定翼机在中文通常简称飞机，指机翼固定于机身且不会相对机身运动，靠空气对机翼的作用力而产生升力的航空器，这样定义是为了与滑翔机和旋翼机有所区别）的宣告，     

超音速流中结构非线性二元机翼的复杂响应研究

基于活塞理论计算作用在二元机翼上的气动力，采用拉格朗日方程建立系统的运动微分方程。通过平衡点的Jacobi矩阵的特征方程求出了系统的Hopf分叉点，研究了带有立方非线性俯仰刚度二自由度机翼系统在典型参数下的稳定极限环颤振和混沌响应。结果表明，在超过一定的流体速度后，系统平衡点的个数及稳定性均发生了变化；随着流速的增大，在积分初始值较小时，系统出现混沌等极为复杂的响应。     

电磁阻尼器对机翼外挂系统颤振增益调度控制

分析了电磁阻尼器的减振机制，选择了电流为增益调度控制的可控量。建立了机翼外挂利用电磁阻尼器进行增益调度控制模型，仿真计算结果表明了方案的可行性，据此设计制造了机翼外挂颤振半主动抑制的实验模型及相应的控制电路系统，风洞实验结果表明，利用电磁阻尼器半主动控制技术，可使机翼外挂系统颤振在相当大的速度范围内受到抑制。     

复合材料机翼结构热校形工艺实验及数值模拟

纤维增强树脂基复合材料机翼结构复杂,往往存在明显的固化变形现象,严重影响机翼的装配和气动特性。本研究目的在于建立大型复合材料复杂结构的热校形工艺方法,解决复合材料机翼制造的变形控制问题。针对复合材料机翼的固化变形特点,设计了新的热校形夹具工装。在评价复合材料应力松弛特性的基础上,建立了大型复合材料机翼结构热校形工艺的有限元模拟方法,实现了对热校形后机翼结构残余变形的有效预报,分析了校形载荷、校形温度等关键工艺参数对校形效果的影响规律,形成优化的热校形工艺方案。模拟及实验结果表明,复合材料热校形工艺可以适用于大型复杂结构,复合材料机翼89.5%的固化变形被热校形工艺的残余变形抵消,达到机翼的装配和气动外形要求。      

基于数论网格法与Morris法的翼型气动特性敏感性分析

针对在风力机翼型气动特性敏感性分析中计算效率较低的问题，提出了一种基于数论网格（number theoretic net，NT-net）法与Morris法的翼型气动特性敏感性分析方法。首先，构建了拟合精度较高的翼型参数化模型；其次，阐述了NT-net法的计算原理，采用NT-net法对翼型参数化模型的多项式系数进行抽样；然后，以风力机翼型S832为研究对象，采用Morris法进行翼型气动特性的全局敏感性分析；最后，进一步分析在特定工况下风力机翼型参数化模型的多项式系数对翼型外形及气动特性的影响。结果表明：影响翼型气动特性的主要因素依次为翼型的最大相对厚度和最大相对弯度、前缘半径和后缘厚度；当来流攻角较小时，最大相对厚度和最大相对弯度取适当的较小值、前缘半径取适当的较大值可有效增强该工况下风力机翼型的气动特性，同时也验证了NT-net法的计算效率更高。研究结果为风力机翼型气动设计提供了理论参考。     

一种基于CR理论的大柔性机翼非线性气动弹性求解方法

大展弦比大柔性机翼在气动载荷的作用下,产生较大的弹性变形,其惯性特性、刚度特性、动气动弹性特性等亦发生较大改变,常规的线性气动弹性分析方法不再适用。基于Co-rotational(CR)理论,推导了机翼变形后的切线刚度矩阵和质量矩阵,建立了考虑几何非线性效应的大柔性机翼结构动力学模型;耦合改进的ONERA非线性非定常气动力模型,提出了一种适用于大柔性机翼的非线性气动弹性求解方法。采用Newmark直接数值积分法及松耦合技术在时域内对气动弹性运动方程进行求解,对所提出的非线性气动弹性求解方法的正确性和精度进行了验证,并研究了大柔性机翼的极限环颤振特性。研究表明:适用于大柔性机翼完整的非线性气动弹性建模需要考虑机翼结构大变形和非定常气动力动态失速等非线性因素;弯曲变形可降低临界极限环颤振速度的15%以上,而前移弹性轴能够有效的提高临界极限环颤振速度;所提出的非线性气动弹性求解方法具有较好的精度和效率,满足大柔性机翼非线性气动弹性的求解需求。