结冰飞机气动系数和气动导数的估算方法

飞机在结冰后气动系数、导数会发生变化,由于多种原因,精确地计算其变化量是很困难的。为定量计算其对飞机性能、品质的影响并有效地控制飞机,本文从工程的需要出发,给出一种估算结冰飞机气动系数、导数的方法,对线性变化的各个气动导数、非线性变化的最大升力系数和阻力系数进行估算。根据估算结果与实验数据的比较表明该方法实用有效,可供飞机结冰问题的研究人员参考     

外挂对载机气动特性的影响研究

从外挂对载机气动特性影响的计算方法出发。分析了现役某型战机外挂ZC-1航空侦察吊舱对载机升力系数、阻力系数和气动中心的影响，得出了具体的计算结果。研究结果为计算外挂对载机的气动特性影响提供了一种工程实用的方法，对指导飞机改装和试飞也有一定的参考价值。     

基于全局灵敏度分析的侧向气动导数不确定性对侧向飞行载荷的影响

考虑飞行载荷计算中使用的气动导数存在不确定性,利用基于方差的全局灵敏度分析(GSA)方法,结合偏航机动的动力学模型,分析了侧向气动导数不确定性对侧向飞行载荷的影响。以某型飞机为例,运用该方法得到侧向气动导数的全局灵敏度排序。结果表明:侧滑角、阻尼贡献的垂尾侧向载荷及垂尾侧向总载荷受全机侧力系数对侧滑角导数的影响最大,受航向静稳定导数及方向舵操纵效能的影响次之;方向舵偏度贡献的垂尾侧向载荷只受全机侧力系数对方向舵偏度导数的影响;无尾飞机侧向载荷主要受航向静稳定导数、方向舵操纵效能及无尾飞机侧力系数对侧滑角导数的影响;偏航阻尼导数基本不影响各侧向飞行载荷。同时也验证了方法的有效性,对提高飞行载荷的计算精度有一定的指导意义。     

小迎角高超声速非旋转钝锥非线性运动分析

采用分段拟合技术对小迎角高超声速(马赫数Ma=6)非旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行了分析,获得了非旋转钝锥在小迎角高超声速下气动导数非线性的具体形式,分析了非旋转钝锥在小迎角下的非线性运动特点。研究发现在小迎角范围内钝锥的动导数系数均呈现明显的非线性,而静导数系数非线性较弱,可近似为线性。各组试验的静、动导数系数的非线性形式表明,除模型Ⅱ外的其余模型均为两方向振幅不同的极限圆锥运动,模型Ⅱ为极限平面运动。每组试验两个平面的静导数系数在小迎角范围内保持基本相等。而无论出现极限圆锥运动的四组试验还是出现极限平面运动的一组试验,模型在俯仰和偏航两个方向的动导数系数均存在较大差异。     

混合遗传算法在气动力参数辨识中的应用

遗传算法是求解复杂系统优化问题的一种有效方法，具有较强的鲁棒性和全局寻优能力，但计算量大，效率较低。将遗传算法与一维局部寻优算法相结合，构造了一混合遗传算法．并将其用于气动力参数辨识．以取代通常采用的梯度类优化算法。采用该混合遗传算法对某型飞机的横向气动力参数进行辨识计算与分析，结果表明该混合遗传算法是气动力参数辨识的一种有效方法，与遗传模拟退火算法相比．其计算效率有较大提高。     

基于遥测数据的无人机气动参数辨识方法研究

针对无人机在高空低速飞行时易受风场影响及在数据分析时遥测数据不完备的问题,进行了气动参数辨识方法研究,提出了基于空速管平面矢量三角形的风场估计方法及基于风场信息修正的气动角估计方法。以某型无人机为例,对遥测数据进行了充分分析与信息综合,运用逐步回归方法进行了纵向气动参数辨识,并进行了实验验证。结果表明,模型计算结果与实测数据吻合较好,说明所提方法有效。考虑到辨识模型的数学本质,该方法对其他固定翼无人机同样适用。     

大迎角非定常气动力数学模型研究

对建立纵向大迎角非定常气动力模型的状态空间法进行了分析。针对模型形式复杂、待辨识参数过多的问题,提出了减少参数的新模型。新模型保持状态方程不变,简化了输出方程。结果表明,改进的模型简化了辨识过程,可同时表现气动力非线性与非定常的基本特性,准确预测动态气动力。     

基于伴随算子的气动布局优化技术及其在大飞机机翼减阻中的应用

为了提高大型飞机机翼的气动性能,发展了基于Bezier-Bernstein曲线的机翼气动布局参数化技术和网格变形技术,以及基于Navier-Stokes方程的流场解算器、伴随算子解算器和二次规划寻优算法,形成了气动布局优化软件.通过改变约束条件、设计参数范围和初始点,对机翼进行了一系列的极多参数和多约束的气动布局精细优化设计,得到了良好的优化结果,优化结果表明该优化方法是高效和可靠的.      

基于XML语言和代理模型的翼型通用气动数据库技术

建立翼型气动数据库对翼型的选择和设计具有重要的意义。本文基于一种建立翼型通用气动数据库的思想,介绍该数据库的基本框架和基本功能;该数据库采用一种基于可扩展标记语言的通用数据格式进行存储,包含翼型几何特性数据、不同流动状态下力系数、物面压力分布等各种气动数据,并且还可提供灵活多样的数据处理功能;采用代理模型和变可信度模型技术,实现气动数据快速检索和插值功能。通过DU93-W-210翼型算例初步表明如何实现气动数据生成和快速插值,从而初步展示了所提出翼型气动数据库技术的可行性。     

用于喷气客机概念设计的气动特性分析程序

针对喷气客机概念设计需求,在确定了升阻特性的估算方法后,应用MATLAB开发气动特性分析程序。以典型喷气客机为例,验证了气动分析模型和计算程序的精度。所开发气动特性估算程序能快速对喷气客机初步方案气动特性进行评估。设计人员只需通过用户界面给出飞机外形参数和飞行条件,就可快速获得巡航构型曲线、升阻比曲线、巡航效率曲线、抖振边界曲线,以及起降构型升力线和升阻比曲线。     

基于粒子群优化的WNN飞行数据气动力建模

为了使所建立的气动力模型能准确地描述飞行器的动态特性,提出一种基于改进粒子群优化(IPSO)算法的小波神经网络(WNN)飞行数据气动力建模方法。该方法引入邻近粒子信息和变异操作,对标准PSO(SPSO)算法的不足进行改进,以提高WNN参数的全局搜索能力,克服早熟收敛,再按照所设计的飞行数据的气动力建模流程,构建了IPSO算法训练的WNN模型。试验结果表明:提出的气动力建模方法预测精度高,收敛速度快,能较好控制早熟收敛问题,用于飞行数据的气动力建模是有效的,也是可行的。     

基于NURBS的扩压叶栅非对称前缘设计

前缘对扩压叶栅叶型气动性能具有重要影响,圆弧形或椭圆形前缘吸力面和压力面侧为对称形状,未针对两侧流动差异进行不同设计。为进一步提升扩压叶栅气动性能,发展了一种基于三次非均匀有理B样条(non-uniform rational B-splines,NURBS)曲线的非对称前缘设计方法,在保证曲率连续的前提下,实现吸、压力面两侧非对称的前缘构造。将设计方法应用于两圆弧形前缘叶型改型设计,数值结果表明:与原始叶型相比,总压损失系数可分别降低26.3%和23.5%,提高了整体气动性能;同时与对称曲率连续前缘相比,在51.83°进口气流角下吸力峰强度降低13.4%,前缘转捩位置推后4.6%弦长,在大进口气流角下具有更好的气动性能。      

基于自动核构造高斯过程的导弹气动性能预测

在导弹的初期设计阶段,通常需要对导弹的气动性能进行快速粗略评估。针对传统工程估算软件计算精度低和CFD方法计算代价大的缺陷,提出一种基于高斯过程回归（GPR）代理模型快速预测典型导弹气动性能的方案。以导弹外形参数和攻角作为模型输入,升力系数、阻力系数和力矩系数作为模型输出,对GPR模型的气动性能预测结果进行分析。首先,与其他常用代理模型的预测精度对比,GPR模型对3种系数的预测误差分别仅为0.24%、0.36%和0.36%,高于其他代理模型的预测精度。其次,考虑GPR模型核函数选择严重依赖人工先验知识的问题,采用了一种自动核构造算法,无需先验知识即可从数据中自动学习核函数。将该算法嵌入GPR框架中,与传统GPR模型比较,实验结果表明：基于该算法的GPR模型对3种系数的预测误差分别降低到0.10%、0.22%和0.17%。最后,给出导弹气动性能快速预测的应用实例,结果表明所提出的GPR模型的导弹气动性能预测方案是有效的,能够满足设计初期快速且精确的气动性能预测需求。     

双尾撑无人机气动数值计算

使用CFD计算流体力学软件对双尾撑无人机进行气动力数值计算,得到小迎角范围内的气动特性参数以及双尾撑无人机表面的压力、密度和来流速度分布情况。运用飞机工程经验计算方法对该无人机进行气动力计算,同时与数值计算结果进行比较分析,结果表明,数值计算方法能够合理的模拟低速流场流动,对无人机的气动布局分析具有重要作用,为下一步无人机的气动布局优化提供了有效的理论基础和参考。     

高超声速风洞气动力试验技术进展

高超声速技术是未来航空航天技术的制高点,而高超声速风洞气动力试验是为高超声速飞行器设计和性能评估提供可靠数据不可或缺的重要技术手段。介绍了高超声速气动力试验设备种类和国内外典型的风洞设备,并分析了目前的发展现状。对国内高超声速风洞气动力试验相关测量技术、试验技术、试验数据评估和高超声速气动力标模体系等研究进展进行了总结。同时,还就高超声速气动力试验设备、气动力试验相关技术的未来发展趋势进行了探讨。     

参数估计的样条函数法应用

简要了介绍了样条函数法的基本原理，飞机的数学模型和空气动力系数的样条函数表达式。用一算例说明了估计过程，获得了纵向气动导数随迎角变化的估计结果。同时还研究了迎角节点间隔和样条函数的次数对估计结果的影响，估计结果表明，样条函数法是非线性参数估计的重要方法之一，适当减小节点和间隔和适当增加样条函数次数可以提高参数估计的精度。     

Effects of yaw-roll coupling ratio on lateral-directional aerodynamic characteristics

Experimental investigation of large amplitude yaw-roll coupled oscillations was conducted in a low-speed wind tunnel using an aircraft configuration model. A special test rig was designed and constructed to provide different coupled motions from low to high angles of attack.A parameter ‘‘coupling ratio" was introduced to indicate the extent of yaw-roll coupling. At each pitch angle, seven coupling ratios were designed to study the yaw-roll coupling effects on the lateraldirectional aerodynamic characteristics systematically. At high angles of attack, the damping characteristics of yawing and rolling moments drastically varied with coupling ratios. In the coupled motions with the rotation taking place about the wind axis, the lateral-directional aerodynamic moments exhibited unsteady characteristics and were different from the ‘‘quasi-steady" results of the rotary balance tests. The calculated results of the traditional aerodynamic derivative method were also compared with the experimental data. At low and very high angles of attack, the aerodynamic derivative method was applicative. However, within a wide range of angles of attack, the calculated results of aerodynamic derivative method were inconsistent with the experimental data, due to the drastic changes of damping characteristics of lateral-directional aerodynamic moments with yaw-roll coupling ratios.     

基于非线性试验气动力的飞机静气动弹性响应分析

分别使用线性和非线性静气动弹性分析方法,对某飞机纵向静气动弹性响应特性随飞行动压、攻角、平尾偏度和纵向过载变化的趋势进行了分析,并将分析结果和飞行试验进行了比较。线性方法的气动力计算使用亚音速偶极子格网法。非线性方法由风洞试验提供刚体气动力,并使用线性气动力影响系数矩阵对其进行弹性化处理。通过对两种方法的计算结果进行对比分析可以看出:①使用刚体试验气动力的非线性分析方法能够获得和飞行试验比较一致的结果;②在线性方法所提供的结果中,翼面的弯曲变形及剪力、弯矩和扭矩等部分参数能为初步设计提供大致参考,但气动力系数的弹性增量、翼面的扭转变形、翼面的剪力、弯矩和扭矩的弹性部分可能不能为型号设计提供正确的指导;③不论刚体气动力为线性还是非线性,气动力系数随动压变化的趋势均呈线性。     

冲压式翼伞气动性能研究

随着计算流体动力学(CFD)的发展、空投系统以及航天器回收过程对定点回收精度要求的提高,精确计算冲压式翼伞的气动参数必不可少。首先,采用有限体积元法求解N-S湍流模型的κ-ε控制方程,对NASA兰利研究中心采用的三维翼伞进行了气动性能分析,验证了方法的可行性;然后将该方法应用于某型翼伞中,分析了翼伞周围的绕流特性,得到了不同迎角来流条件以及伞衣后缘不同程度下偏的气动力数据,为翼伞系统的数学建模提供了准确的参数,从而克服了传统经验公式获得气动参数不准确的缺点。     

QAR数据处理在气动力矩参数辨识中的应用

长期飞行引起的结构疲劳损伤和复杂环境下的腐蚀损伤等因素导致飞机的气动模型会随时间略有变动,而飞机气动模型的辨识对于分析飞机当前的运行状况具有重要意义.为了完成飞机气动模型的再次辨识,通过分析、处理飞机自带的快速存取记录器(QAR)数据,根据动力学原理建立气动力矩数学模型,最后运用极大似然法辨识出各气动导数.经验证,辨识结果满足仿真要求,可应用于模拟飞行、机务维修信息指导和事故预警与重现等.