翼反角对高压捕获翼构型高超气动特性的影响

为研究翼反角变化对高压捕获翼构型高超声速气动特性的影响，基于一种双翼面、单支撑、翼身组合布局的高压捕获翼概念构型，以飞行马赫数6，飞行高度30km为计算状态，捕获翼和机体三角翼上/下反角为设计变量，结合均匀试验设计方法、数值模拟方法和Kriging建模方法，探寻了升阻特性、纵向和横航向稳定性随翼反角的变化规律。结果表明，升力、阻力及升阻比随翼反角的变化规律基本一致，且对上反角变化更加敏感；小攻角时，翼面上反会明显降低升阻比，而下反会使升阻比先略微增大后缓慢减小；大攻角时，翼反角对升阻比的影响较小；纵向稳定性主要受三角翼反角的影响，三角翼上反时，纵向稳定性降低，下反时，纵向稳定性基本不变；翼面上/下反都会提高航向稳定性，但下反的效果更明显；翼面上反会提高横向稳定性，下反则降低，但大攻角飞行时，三角翼上反角过大可能会导致横向稳定性降低

On Teaching Reform and Practice at Biochemical Engineering Experiments

本文从工科专业实验课教学的重要性入手,阐述了进行生物工程专业实验课教学改革的必要性和重要意义,介绍了生物工程实验教学改革的相关体会。This article,based on the importance of the engineering experiments teaching,expounds the necessity and importance of the reform in Biochemical Engineering Experiments Teaching,and also introduces the experience about Biochemical Engineering Experiments Teaching reform

可折叠上翼高速飞行器

本发明涉及一种可折叠上置翼高速飞行器，包括飞行器机体和上置翼，飞行器机体具有至少上壁面形成为楔形的前体；上置翼设置在飞行器机体上，用于捕获经过所述前体后形成的高气压，从而产生对飞行器机体的升力上置翼包括固定翼和两折叠翼，固定翼通过一支撑板固定在所述飞行器机体上壁面上方；两折叠翼分别位于固定翼两侧，且均与固定翼之间铰接；两折叠翼分别通过至少一伸缩支杆与飞行器机体连接；伸缩支杆一端与折叠翼内壁铰接，另一端与飞行器上壁面固定连接。通过伸缩支杆的伸缩控制上置翼折叠和展开，适用于发射空间受约束的小型高速飞行器，并提高了小型高速飞行器的气动性能

上置翼调节装置及高速飞行器

本发明涉及一种上置翼调节装置及高速飞行器，该装置包括至少一升降杆、驱动部件和控制器；升降杆用于连接驱动部件和上置翼，并在驱动部件的动作下升降；驱动部件与控制器连接，并在控制器的作用下驱动升降杆的动作以及升降高度；控制器输入端与飞行器的控制装置连接，输出端与驱动部件连接，控制器根据接从输入端接收到的来自于飞行器的控制装置的输入信号输出控制信号，并将该控制信号输出至驱动部件。当飞行状态改变时，控制器通过控制装置读入飞行参数并获得升降杆升降幅度，通过驱动部件调节上置翼高度，避免飞行状态改变时机体激波与上置翼交叉而引发的安全问题，通过控制上置翼的位置可获得更好的整机气动性能

一种组合前缘乘波体设计方法及组合前缘乘波体

本发明实施例提供一种组合前缘乘波体设计方法及组合前缘乘波体，所述方法提出将乘波体外形分为机体/机翼两个部分，并进而分别采用前/后缘曲线定义的方法。从而有效改善乘波体的设计灵活性，并可获得更加贴近实际的外形。本发明实施例机翼下表面与激波面相交后形成翼前缘线，进而获得乘波体的组合前缘线采用该方法设计时，不但可以保证乘波体的特点，同时还具有长宽比例灵活可调及保证尾缘平直的优点，更加适用于实际飞行器的设计。机体下表面可采用给定前缘线的正流线追踪方法设计，机翼下表面可采用给定尾缘线的逆流线追踪方法设计。本发明主要应用范围为各类高超声速飞行器的构型设计，尤其适用于未来高超声速飞机或者滑翔类飞行器的设

Surrogate-based shape optimization and sensitivity analysis on the aerodynamic performance of HCW configuration

With an additional wing upon the fuselage, the novel high-pressure capturing wing (HCW) configuration exhibits remarkable aerodynamic characteristics at hypersonic speeds under beneficial aerodynamic interference. This biwing structure can also enhance the lift at subsonic speeds, positioning HCW configuration as an excellent aerodynamic layout under wide-speed range conditions. In this paper, a single-wing principle HCW configuration is carried out to analyze the influence of the variations in the geometric parameters of the HCW on the aerodynamic performance. Drawing on extant research, four key geometric parameters of the HCW are chosen as design variables, and the hypersonic as well as supersonic conditions are selected for surrogate-based shape optimization. Utilizing polynomial response surface method and method of moving asymptotes, the singleobjective optimization studies are carried out with the objectives of maximum lift-to-drag ratio at Ma = 6 and minimum drag coefficient at Ma = 3. Subsequently, the sensitivity analysis is performed for each design parameter. The above methods exhibit notable precision and favorable results. The results show that except for the leading-edge sweep angle, the other three optimization results exhibit divergent trends in their variations. The setting angle has the most significant influence on the aerodynamic forces, owing to the influences of its variation on the shock wave intensity and reflection angle. Based on the stronger intensity of shock wave, this sensitivity indices are higher at Ma = 6. The other three parameters (half-span, leading-edge sweep angle, and trailing-edge sweep angle) modify the aerodynamic forces by adjusting the area of high-pressure region on HCW. Due to the different flow field structures, optimum parameters exhibit diverse effects on lift coefficient and liftto-drag ratio

前缘后掠角对高压捕获翼构型亚声速气动特性影响

为研究高压捕获翼气动布局在亚声速来流条件下的气动特性,本文基于一种单翼原理性构型,以捕获翼前缘后掠角作为设计变量,采用数值模拟手段,在Ma=0.5条件下分析了捕获翼前缘后掠角变化对气动性能和流动特性的影响。结果表明:捕获翼前缘后掠角增大,捕获翼上表面流动由附着涡转变为前缘涡结构,捕获翼上表面的压力减小;同时捕获翼-机体通道之间的压缩-扩张效应减弱,捕获翼下表面压力增加。在0-15°攻角范围内,随着捕获翼前缘后掠角增大,整机升力小幅降低,阻力大幅减小,最高升阻比提高约30%。此外,捕获翼前缘后掠角增加,促进圆台机身背部横向绕流发展,易诱导机体两侧产生分离涡

高压捕获翼位置设计方法研究

高压捕获翼构型是一种合理利用机体/上置翼(简称捕获翼)间的耦合关系提高飞行器升力,进而大幅提高升阻比的高速飞行器新概念构型。基于其设计原理,捕获翼的位置与机体压缩激波和自身二次压缩激波的位置均直接相关,一般难以利用理论方法直接获得。针对这一问题,本文运用均匀实验设计方法在设计空间内获取样本点并利用计算流体力学分析和迭代获得其设计位置,之后通过构造代理模型建立捕获翼位置与设计参数间的模拟映射关系,进而发展了一种捕获翼位置设计的有效方法。在方法研究基础上以锥体-捕获翼组合构型作为实例对其进行验证。结果表明,该方法可在较大设计空间范围内准确判定捕获翼的设计位置。此外,针对这一构型还开展了基于代理模型..

机体尾缘形状对高压捕获翼构型亚声速特性影响

基于圆锥-圆台组合平板捕获翼构型，通过改变尾缘展向扩张角，获得一系列不同外形，在典型亚声速（Ma=0.5）来流条件下开展数值计算，并重点分析了机体尾部截面形状和攻角变化对流动特性和气动特性的影响。结果表明：在0°攻角状态下，机体尾截面展向变宽，机体与捕获翼之间的流场区域对来流的扩张减弱，机体圆台上表面的逆压梯度减小，可有效抑制机-翼之间流场内的流动分离现象，同时整机升力系数增大，阻力系数先减小后增大。随攻角增大，机体圆台上表面压力增大，分离区范围逐渐缩小直至消失，机体尾截面展向变宽可加速分离区消失的进程。当攻角进一步增大时，机体背风面出现横向绕流，但机体尾截面展向变宽可以延缓横向绕流的发展。计算结果还表明，随攻角增大整机升力及阻力主要由捕获翼贡献，机体贡献的气动力随攻角变化不敏感，机体尾截面展向变宽对整机焦点位置影响较小。机体下表面几何形状变化对机体与捕获翼之间的区域内流动特性和捕获翼部件的气动力特性无明显影响