具有很小上反角的三角形机翼在超音速及零攻角时由于侧滑的气动力导数

本文利用了锥型洗理论的一股方法,导出了有很小上反角的三角形机翼,在超音速及零攻角侧滑时,上反角所引起的浪转力矩,偏航力矩及侧力的计算公式: 本文假设上反角ψ与侧滑角β均很小。所以边界条件可以大大简化,然后利用锥型流理论来计算载荷分布,从而得到气动力导数。 本文还将这些气动力导数绘成图线,以供气动力原始数据计算时用。     

编织复合材料弹体和靶板偏航撞击响应分析

为研究复合材料机匣在复合材料弹体撞击过程中弹体的破坏模式与机匣吸能特性,在ANSYS/LS-DYNA软件中基于连续损伤力学模型开展了一系列的复合材料弹体偏航撞击仿真。仿真结果表明:对于偏航撞击,随着偏航角度的增加,弹体剩余动能逐渐减小,靶板吸收的能量逐渐增大,主要是因为偏航角度越大,弹体与靶板接触面积逐渐增大。同时通过仿真得到钛合金弹体冲击复合材料靶板的计算结果,发现钛合金弹体临界穿透速度比复合材料弹体小,更易击穿靶板,因此复合材料叶片的使用不仅可以减轻叶片的质量,也有助于改善机匣包容性。     

偏航状态下的风力机叶片气弹响应计算

考虑气动弹性对风力机叶片的影响,采用非定常叶素动量理论计算气动载荷,考虑离心力影响计算挥舞/摆振耦合的旋转叶片动力特性,运用模态叠加法,建立了叶片动力学方程,采用Runge-Kutta-Nys trom方法对方程进行求解,并引入气动阻尼效应,实现了气动与结构的耦合。进行了叶片动力特性及稳定偏航下叶片载荷与气弹响应的计算,并与商用软件计算结果进行了分析比较。结果表明,离心力对叶片动力特性存在明显影响,考虑气动弹性影响十分必要,对准确预测叶片振动水平和疲劳寿命具有重要意义。与商用软件相比,本文方法有一定的改进。     

飞机偏航-滚转耦合运动非定常空气动力实验

在3m低速风洞中设计制造了一套动态实验系统，不仅能模拟飞机单自由度机动飞行运动．还能实现模型绕体轴的偏航-滚转耦合运动。通过选择运动参数．可实现绕两个轴运动角速度之间的匹配，满足飞机典型机动飞行所需的绕速度轴的无侧滑偏航一滚转运动。试验测量了BJ-1飞机模型在不同迎角下单独滚转、单独偏航和偏航-滚转耦合运动时的非定常气动特性。结果表明，飞机机动飞行时多自由度运动的气动特性比单自由度运动气动特性复杂，耦合运动时的气动特性与两个单自由度运动的气动特性的叠加结果相比有很大差别。     

直升机全机振动分析与控制

本文对近二十年来直升机全机振动分析和控制的发展与现状作了综合述评。主要内容包括:旋翼振源分析,机体结构在旋翼激振力作用下的振动响应(计算与试验),以及现代直升机所采用的几种全机振动控制方法。     

基于边条优化外形的全机纵向响应与增升效果研究

用遗传基因算法优化设计了翼-身-尾全机模型机翼边条.通过求解全机纵向运动状态方程,分析了全机模型带与不带机翼边条时纵向动态响应问题.涉及的气动力、力距和纵向稳定导数等则由三维低阶板块法计算获得.通过优化设计,新的带有机翼边条的模型飞机,其升力线斜率可明显提高.当Ma=0.4-0.9时,斜率约提高13%-17%;当Ma=1.5时,约提高12%.数值计算结果表明:在装有机翼边条时,由于短周期频率和阻尼比的提高,飞机对在交战飞行时特别的偏转控制输入响应敏捷.最后,给出了部分基于板块法的气动力结果与Cy-20飞机飞行试验数据的比较.     

某复杂构型飞机偏航-滚转耦合运动非定常气动力特性实验研究

在 FL-8风洞中设计并制造了一套双自由度大幅振荡实验系统,不仅能模拟飞机单自由度机动历程,还能实现模型绕体轴的偏航-滚转耦合运动及俯仰-滚转耦合运动。本文通过适当的实验设计,基于运动时间历程的影响分析,在振荡平衡位置定量地研究耦合因素对偏航-滚转耦合振荡运动中非定常气动力特性的影响。结果表明,当振荡运动平衡位置迎角远小于失速迎角时,偏航-滚转耦合运动的气动力等于单自由度运动相应气动力的线性叠加,平衡位置迎角在失速迎角附近时,非定常气动特性受耦合因素影响显著,而平衡位置迎角在远大于失速迎角时,非定常气动特性受耦合因素影响变小,但仍然较大。     

基于Euler方程解摄动的超声速旋转导数计算方法

基于笛卡尔网格和采用Euler方程基本流场解,通过Riemann不变量摄动,对旋转扰动引起的物面法向速度构建摄动关系,发展了一种超声速旋转导数快速计算方法。文中给出了具体的推导过程,可以看出由此得到的超声速旋转导数,仅与定常欧拉解基本流相关。因此,一旦CFD计算得到定常欧拉解,就可一次性地快速计算出感兴趣的超声速旋转导数。为了验证该计算方法,本文选用国际动导数标准模型Basic Finner算例进行了计算,计算结果与试验数据、文献数据具有很好的一致性,展示出本文方法计算耗时少、精度高、工程实用性强等优点,且该算法基于笛卡尔网格,特别适合复杂气动外形飞行器超声速旋转导数的快速计算。     

弹性机翼刚度的静气弹敏感性研究

为保证大展弦比柔性机翼在巡航飞行时的气动性能够达到设计指标，需要在机翼气动外形设计阶段进行型架设计。机翼刚度对气动载荷有显著影响，是影响静气动弹性的重要因素之一。基于流固耦合方法开展变刚度型架外形设计鲁棒性分析研究，建立以机翼刚度为自变量的全机弹性气动导数评估模型，并以机翼扭转角及升力效率为约束，开展机翼刚度敏度分析。结果表明:垂直弯曲刚度、扭转刚度是影响机翼扭转角及全机升力效率的主要刚度特性；在机翼刚度变化不超过10%时可冻结型架外形；全机弹性气动导数与刚度比呈线性关系。研究结果可用于工程型号设计中的目标刚度静气动弹性评估。     

尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数

本文推广了文[1]的欧拉方程摄动法,讨论了尖前缘任意翼型俯仰安定性导数的计算方法,并应用该方法计算了双圆弧翼型的俯仰安定性导数,其数值结果与文[2]的超音速线化位流方程有限差分法的数值结果比较,更接近于实验值。在激波附体的条件下,本文的方法可用于计算大迎角尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数。     

1.2m 风洞大攻角动导数试验技术

介绍了１．２ｍ风洞攻角达３０°的动导数试验装置与测量系统以及在１．２ｍ风洞中对标准动态模型（ＳＤＭ模型）所作的一系列试验结果。试验的马赫数为０．６～１．２，攻角为０～３０°，振动频率为８～１４Ｈｚ，试验雷诺数为１．２×１０７～２．３×１０７／ｍ。试验所得的阻尼导数包括俯仰、偏航、滚转及滚转引起的偏航动导数随马赫数和攻角的变化表现出明显的非线性，而减缩频率的影响并不显著。天平与测试系统的重复性精度小于１５％。试验结果与国外文献数据具有很好的一致性。     

基于涡格法的近程无人机气动优化与风洞实验验证

针对低雷诺数的近程无人机,利用涡格法(VLM)对无人机气动特性进行了加装翼尖小翼优化设计,并通过风洞实验进行了验证.首先给出了翼尖小翼的几何参数并分析其对全机气动特性的影响,其次利用涡格法对小翼进行气动建模和优选,针对无人机巡航状态给出了小翼优化结果,最后利用风洞实验对优化前后的无人机进行了吹风实验对比验证,实验结果表明,涡格法和风洞实验结果在线性段相符,涡格法能够较准确地描述和预测翼尖小翼特性,加装翼尖小翼后的无人机巡航状态升阻比提高12%,全机滚转阻尼加大,偏航阻尼变化很小.     

旋转流场下的振荡动导数试验技术研究

为研究飞机在旋转流场下的非定常气动特性,中国空气动力研究与发展中心低速所在Φ5m 立式风洞开展了旋转流场下的振荡动导数试验技术研究。本文推导了在旋转流场下识别组合动导数的方法,介绍了试验设备,获得了在旋转的同时,由振荡产生的3个组合动导数,并对试验结果进行了分析与讨论。将单自由度动导数结果与Φ3.2m 风洞试验结果进行了对比,旋转/振荡耦合试验结果表明:旋转运动使得俯仰组合动导数变得不稳定,而对于横向组合动导数,大转速则会显著增大非线性。该试验技术能够为研究旋转流场下的非定常气动特性提供一个有效的试验平台。     

无人驾驶直升机设计的主要载荷研究

论述无人驾驶直升机设计的主要载荷研究问题。（１）设计规范研究：主要讨论国内外无人直升机尚无设计规范的情况下，载荷问题的处理与应用；（２）静强度载荷研究：通过机体结构强度计算及全机静力试验，论及静载荷下全机的强度与刚度品质；（３）全机振动特性与响应研究：通过机体动力特性计算，动力特性试验及振动水平测试论及全机振动与响应特性；（４）着陆载荷研究：通过撬式起落架功量计算分析，落震试验论及全机着陆载荷特性     

螺旋桨动力模拟试验直接影响校准与扣除

螺旋桨动力试验的目的在于获得螺旋桨滑流影响(间接影响).由于滑流影响量与直接影响量直接相关,因此在试验前应对直接影响量进行校准,在试验过程中应扣除直接影响.结合某带动力试验任务,对CARDC的4m×3m风洞带动力试验技术进行了改进,完善了单体试验(即校准试验)方法及全机试验时螺旋桨直接影响扣除方法,使试验结果更趋合理.     

非定常超音速侧滑机翼的气动力系数及动导数的数值计算

本文根据解超音速机翼反对称问题的点源分布法概念,在机翼平面上分布非定常超音速点源,并用特征线网格法进行离散数值解。本文在一般特征线网格法基础上发展了对具有侧滑角的任意平面形状非定常超音速机翼的数值解。按本文给出的具有侧滑角的非定常运动机翼的振型可计算出机翼作沉浮、俯仰、滚转诣振时的升力、力矩系数以及动导数(包括交叉导数)等。作为本文结果的特殊情况,即侧滑角等于零的正置机翼,按本文用非定常理论数值解对典型机翼计算出的动导数与传统的按准定常理论计算动导数的解析公式进行了比较和签定。结果表明本文的方法是令人满意的。     

大型飞机结构静动力分析的组合算法

本文针对大型飞机结构整体分析中的难点,建立了适用于全机结构静动力分析的组合算法。 1.为了分析全机结构,给出大型线性方程集的一种有效解法,使方程组带宽的大小几乎不受限制。 2.考虑具有分支系统大型结构的组合算法,充分利用结构特性和有限元分析特点,减少计算工作量,节省计算时间和机器的存贮量。 3.求大型高阶广义特征值问题时,由于机器内存容量不足及计算时间过长的矛盾,形成一种大幅度精确缩聚特征方程的方法。 从而使大型飞机结构静动力分析得以经济地完成。     

二次响应面联／排翼布局飞机焦点计算

排翼布局飞机比较常规气动布局飞机具备诱导阻力小、结构效率更高、机翼最大几何尺寸小等优势,但是因为前后机翼间的气动干扰,使得机翼整体的气动效率无法达到理论值,使得全机焦点位置偏离理论位置,本文通过风洞实验获得前翼对后翼的气动干扰的离散测量值,利用二次响应面拟合前翼对后翼的气动干扰,根据力的合成原理获得经过修正的全机焦点,经过四种不同布局型式的自由飞模型的实际应用,验证了该方法计算联/排翼布局飞机全机焦点的可行性.     

密集根之特征向量导数的改进高精度动柔度法

作者曾为许多特征向量导数计算，提出过一种介于直接法（指直接求解线代方程组的，以Nelson为代表的一类方法）和模态法之间的高精度动柔度法。这种方法与作者建立的一般动柔度法一样，不能用于密集根之特征向量导数的计算。为使该方法扩展到密集根状态，本文将作者发展的混合移频技术应用于原高精度动柔度法，并重新推导了混合移频系统 的高精度动柔度式，从而形成能适用于许多密集根之特征向量导数计算的改进高精度动柔度法。     

再入体动导数试验技术

外形短粗、飞行姿态复杂，其动导数量级很小的再入体模型，安装在新研制的尺寸小、厚度薄的整体结构之天平元件上，天平与层支杯相连，由气动活塞推动拨杆，经过拨螺钉撞击模型上的模块并驱使模型作自由振动，从而测量了大攻角（α=0～180°）俯仰、偏航及滚转动导数。10°钝雄模型动校及再人体动导数试验结果与国外类似的数据吻合。