无尾布局嵌入式舵面的大迎角纵向操纵能力研究

 针对某前掠翼翼身融合无尾布局由鸭面与尾舵组成的纵向基本控制舵面在大迎角状态操纵效率降低的问题,采用数值模拟方法研究一种机身下表面嵌入式新概念纵向操纵舵面实施大迎角纵向操纵补充的可行性。提出了嵌入式舵面的设计思想,研究了嵌入式舵面高度、偏度及其与尾舵组合时的相对位置等参数影响,提出了嵌入式舵面的设计原则、流动机理以及提供低头力矩增量的作用原理。研究结果表明:嵌入式舵面是无尾布局飞机大迎角纵向操纵的高效补充措施,单独使用,最大可提供约平衡10°迎角的低头操纵力矩,并对升阻特性影响很小;与尾舵组合使用,在研究迎角范围内(迎角α≤32°),可提供约6°迎角的低头平衡力矩增量,且对升阻性能产生有利影响。本文工作可为其他翼身融合无尾布局的气动舵面设计提供借鉴。     

提高测量最大铰链力矩试验数据精准度的有效模拟技术研究

简述了“舵面气动特性研究”的研究内容之一，提高测量最大铰链力矩试验数据精准度的有效模拟技术，铰链力矩试验的目的就是确定操纵面的最大铰链力矩。通过对铰链力矩试验方法的研究和对铰链力矩天平的技术攻关，成功地研制了一台新型铰链力矩天平；提高测量最大铰链力矩试验数据精准度的有效模拟技术研究卓有成效。研究结果表明：将细长体导弹升力面以前的弹身等直段适当截短对尾舵的气动特性影响很小，这对于提高测量战术导弹操纵面最大铰链力矩的精准度十分有意义。     

三维舵面绕流的N-S方程计算研究

基于粘性非结构混合网格,采用格心格式的有限体积法,应用Spalart-Allmaras湍流模型进行绕三维舵面流动的N-S方程数值模拟。操纵面铰链力矩的计算结果与风洞试验结果的对比分析表明,计算方法对粘性流动具有良好的适应性。对舵面铰链力矩随迎角、马赫数、雷诺数变化的规律也进行了分析研究。     

飞机飞行载荷的简化计算方法研究

飞行载荷分析是一项复杂而繁重的工作,研究一种适用于方案设计阶段飞行载荷的快速分析方法,对于提高飞行载荷的计算效率具有重要意义。基于小扰动线性分析理论,归纳翼身气动载荷、平尾气动载荷、垂尾气动载荷、舵面铰链力矩的理论计算方法,以及升力面的气动载荷分布、惯性载荷分布、剪力和弯矩的工程计算方法。针对某型单座竞技飞机的飞行载荷,以外形尺寸、质量特性和气动导数作为输入,通过Matlab 仿真分析,得到各个部件的气动载荷、惯性载荷、舵面铰链力矩、剪力和弯矩等参数响应。结果表明：该简化方法能够根据较少的输入数据快速求解出各个动力学参数,计算结果可以作为方案设计阶段结构设计的载荷输入。     

三维舵面绕流的N-S方程数值计算研究

通过自动生成复杂构型的非结构混合网格。采用格心格式的有限体积法以适应不同的网格单元，应用Spalart-Allmaras湍流模型进行绕三维舵面流动的N-S方程数值模拟，将部分计算铰链力矩结果与风洞试验结果进行了对比分析。说明了计算方法对粘性流动良好的适应性,分析了迎角、马赫数、雷诺数对舵面铰链力矩的影响以及计算方法的可靠性和计算结果的合理性。     

通气模型高超声速风洞铰链力矩试验技术研究

针对通气飞行器内外流一体化气动布局的特点,在通气模型高超声速风洞铰链力矩试验中,通过对模型进行适当改型,在保证内流道不发生壅塞、模型外部流场结构不发生改变的前提下,实现了高超声速通气模拟和模型尾支撑;通过合理设计试验装置布局、采取防隔热措施等,解决了通气模型高超声速风洞试验中内流道气动加热和舵面缝隙窜流等导致天平产生严重温度效应,舵面气动力难以精确测量的难题。在某高超声速风洞上开展的铰链力矩试验结果表明,所采用的试验技术能够实现通气模型高超声速舵面气动力特性的精确测量。     

三维副翼铰链力矩计算

 数值模拟了带副翼偏转构型的二维、三维亚、跨、超声速来流情况的绕流流场，采用有限体积方法和AUSM+迎风格式数值求解N-S方程，四步龙格-库塔时间推进，湍流模型为Baldwin-Lomax和Spalart-Allmaras湍流模型。二维模拟压强分布与实验数据以及CFD软件模拟结果吻合较好。采用交错对接网格，数值模拟了不同副翼偏角和缝隙、来流马赫数、迎角和雷诺数的三维构型流场。通过舵面铰链力矩与实验数据的对比分析表明了该数值方法模拟此类复杂流场的可靠性和舵面铰链力矩计算的有效性。发现并研究了亚声速来流时铰链力矩随迎角的反向变化趋势，初步分析了副翼的缝隙和雷诺数效应。     

高超声速可变形双翼气动特性

为研究高超声速可变形双翼在不同迎角和不同马赫数条件下的气动特性,并针对在给定的迎角和马赫数条件下可变形双翼的舵面偏转角选取困难的问题,通过结合二分法、遗传算法和高斯牛顿算法对处于不同迎角和不同马赫数条件下的可变形双翼的舵面偏转角进行了选取确定,分析了可变形双翼的气动特性和舵面偏转角对其气动特性产生影响的机理。研究表明:当来流马赫数为5,迎角从1°~8°变化时,可变形双翼的升阻比明显大于Busemann双翼的升阻比,最大可达4.2倍;当迎角为3°,来流马赫数从0.5~5变化时,可变形双翼的升阻比最大可达Busemann双翼升阻比的3.4倍。结果表明可变形双翼在大迎角和大速度范围内均能保持高升阻比,在高超声速飞行中将具有更好的应用价值和前景。     

操纵面作动对无尾布局无人机纵向气动特性的影响

通过风洞测力实验,研究了不同操纵面作动对某无尾布局无人机纵向气动特性的影响。实验结果表明：升降副翼以及襟副翼正向偏转都会使全机升力系数、阻力系数以及低头力矩增加。升降副翼作动引起的增量要高于襟副翼,并且舵偏角度越大增量越大。全动翼尖作动对全机纵向气动特性基本没有影响。在线性段,鸭翼作动对升力系数和阻力系数影响不大;线性段之外,鸭翼作动使得升力系数和阻力系数减小。迎角α〈16°以及α〉38°时,鸭翼正向作动使得低头力矩减小,负向作动使得低头力矩增加。操纵面作动对低头力矩的控制效率由高到低依次为：升降副翼、襟副翼、鸭翼和全动翼尖。进一步分析表明不同操纵面的控制效率与舵容量系数具有较大关系。     

飞翼飞机开裂式阻力方向舵铰链力矩的预测

飞翼布局无人机开裂式阻力方向舵是一新型操纵面。文中对开裂式阻力方向舵对飞翼的航向操纵特性进行了分析,建立了舵面受力模型和全面的航向舵容量计算公式。通过全机风洞测力试验数据分析证实该模型合理、正确。依据该受力模型将舵面铰链力矩和全机受力联系起来,建立了一种新的通过全机测力试验数据预测开裂式阻力方向舵铰链力矩的实用方法。最后通过风洞测压试验结果得到阻力舵铰链力矩,并与预测结果进行了比较。两者最大相对误差为15%,且舵偏角越大,误差越小。40°舵偏时误差仅为2.5%。     

机头顶点对战斗机大迎角航向气动特性影响研究

就机头微扰动、表面粗糙度、机头顶点形状等因素对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明：大迎角下飞机的航向气动特性对机头表面粗糙度和顶点形状较敏感,不同表面粗糙度和不同机头顶点形状使飞机大迎角下的侧向力和偏航力矩有较大差异,圆头机头对消除和控制飞机在大迎角下的侧向力和偏航力矩效果明显;机头颗粒和顶点细微不对称对大迎角下飞机的航向气动特性微扰动作用明显,使大迎角偏航力矩方向和极值基本确定。     

FL-2风洞三维舵面铰链力矩实验研究

飞行器舵面铰链力矩测量风洞实验一般都采用应变片天平测量。由于诸多条件所限，比如天平刚度问题，舵面缝隙引起的上下窜流，铰链力矩测量实验技术一直是风洞实验中的难点。特别是现代飞机舵面越来越薄，这样，为了尽可能地真实模拟飞机外形，减少对翼面和舵面外形的破坏，留给天平的空间尺寸就很有限，天平尺寸更有限，必导致天平刚度较弱，在气动载荷作用下，天平弹性变形较大，给实验结果带来误差。所以如何保证铰链力矩实验结果的准确可靠，减少误差，一直是铰链力矩实验的难点。为确保实验结果的可靠性，本次实验采用单分量轴式天平和三分量舌片式天平相结合共同测量。这样，两者实验结果互相比较验证，可分析出实验结果的精准度。     

四分量片式铰链力矩天平技术及风洞实验应用研究

针对目前风洞铰链力矩实验中的一种三分量片式结构铰链力矩天平没有轴向力测量元件的不足,提出一种切实可行的四分量片式结构铰链力矩天平设计方案,进行了物理样机的研制,应用于某模型升降舵风洞铰链力矩实验中。实验结果与理论分析获得了良好的一致性,在舵面偏角为21°时,由忽略轴向力测量带来的舵面法向力系数相对误差百分比为14.7%,舵面弦向压心位置相对误差百分比为17.2%。     

无尾布局纵向操纵的嵌入式舵面概念研究

基于提高W型无尾翼身融合布局大迎角俯仰操纵能力的设想,探索一种机身下表面嵌入式俯仰操纵舵面的新概念。采用CFD方法,研究纵向两个位置、两种弦向长度组成的四种机身下表面嵌入式舵面构型对无尾气动布局性能的影响及其流动机理,分析了嵌入式舵面提供纵向操纵控制的作用原理。研究结果表明,下表面嵌入式舵面可作为无尾布局大迎角俯仰操纵的有效补充措施,为无尾布局大迎角俯仰操纵提供了新的技术途径,具有进一步深入研究的价值。     

平流层飞艇大迎角气动特性分析

为了获得大迎角下的平流层飞艇的气动特性,基于N-S方程及k-ωSST湍流模型,对某平流层飞艇的大迎角气动特性进行数值模拟分析.结果表明：平流层飞艇的大迎角失速特性及力矩特性与飞机具有较大的区别,飞艇的失速迎角较大（45°左右）;俯仰力矩特性在失速前呈现完全不同的两种趋势,小迎角范围内其静不稳定,迎角增加到一定程度后变为静稳定且维持该状态直至失速.研究结果对平流层飞艇的大迎角操稳设计、飞控设计具有重要的参考意义.     

基于直接力控制的阵风响应及阵风减缓研究

考察某无人机模型的阵风气动响应特性和基于直接力操纵的阵风减缓效果.在求解非定常Euler方程时引入“网格速度”方法模拟阵风边界条件,通过动态嵌套网格技术实现舵面运动.首先对NACA0006翼型迎角阶跃型阵风的气动力响应进行了验证计算,计算结果与理论结果、文献计算结果吻合良好.在此基础上对某无人机模型在迎角阶跃型、One-minus-cosine型阵风作用下的气动力响应过程进行了数值模拟,并分析评估了不同舵面运动方式对飞机气动性能的影响.最终研究比较了不同舵面运动方式下阵风气动响应的减缓效果.结果表明:通过合理设计舵面运动,可以有效达到抑制阵风引起的非定常气动干扰的目的.     

机身减速板流动特性研究（英文）

现役高机动战斗机普遍采用机身减速板来减小飞行速度和转弯半径并提高机动能力。采用物面测压及空间流场测量相结合的实验方法,在机身减速板开度60°,机身迎角0°～70°条件下,研究了机身减速板铰链力矩随迎角的变化规律,分析了减速板迎风侧和背风侧的流动结构。研究结果表明：减速板铰链力矩按迎角可分为3个区域：常值区（α=0°～16°）,减速板铰链力矩基本不变,因为减速板迎风侧正压力逐渐减小,而背风侧负压力逐渐增加,两种相反的变化趋势相互抵消。非线性增长区（α=16°～32°）,减速板铰链力矩显著增加,因为减速板铰链力矩主要贡献区为背风侧,该迎角区内减速板背风侧存在一对不断增强的旋涡,背风侧负压力显著增加。在非线性衰减区（α=32°～70°）,减速板铰链力矩在迎角32°～36°范围内急剧减小,因为在迎角36°减速板背风侧旋涡流动变为速度较低的再附流动;减速板铰链力矩在迎角36°～44°范围内逐渐增加,因为该迎角区作用于减速板迎风侧的机身涡不断增强,导致减速板迎风侧正压力显著增加;减速板铰链力矩在迎角44°～70°范围内逐渐减小,因为该迎角区作用于减速板迎风侧的机身涡不断减弱直至破裂,导致减速板迎风侧正压力逐渐减小。     

基于试验气动力的弹性飞机舵面效率分析

基于非线性试验气动力和线性理论气动力对某飞机进行了气动导数和飞行载荷计算,分析了舵面操纵效率受气动力类型、飞行动压和迎角的影响,重点研究了舵面操纵效率、舵面操纵反效与翼面弹性载荷、弹性压差分布以及弹性气动压心之间的关系。研究表明：使用非线性试验气动力和线性理论气动力所分析得到的舵面效率具有较大的差别;受到结构弹性变形的影响,随着飞行动压的增加,舵面的操纵效率不断下降,副翼甚至会出现操纵反效现象;在使用非线性试验气动力进行分析时,飞行迎角对于舵面操纵效率具有较大的影响,这是在使用线性理论气动力进行分析时所不能考虑的。     

舵面力矩负载模拟器

舵面力矩负载模拟器(以下简称负载模拟器)是一种电量机械量的转换器,其任务是在飞行器制导回路和稳定回路中进行实物(或半实物)仿真试验时,用它模拟飞行器在飞行过程中,作用在舵机输出轴上的气动铰链力矩,以研究气动力负载对控制系统工作性能的影响。     

舵面铰链力矩的估算

本文以某一飞行器为例,详细论述了如何利用常规测力试验数据和工程估算的方法计算舵面铰链力矩上限的过程,对于以后的铰链力矩试验有较大的指导意义.