基于阶跃响应的飞行器单独静、动导数数值求解方法

基于阶跃响应方法,结合刚性动网格技术,对飞行器的单独静、动导数的精细化数值计算进行了研究.以纵向为例,通过给物面施加恒定附加攻角,求解得到阶跃响应运动过程的非定常气动力,求导得到静导数.同样给物面施加恒定的俯仰角速度,并同时强迫物面平动以抵消俯仰转动产生的附加攻角影响,可由非定常气动力求导得到动导数值.分别利用NACA0012翼型和三维SACCON飞翼无人机进行了计算验证,各攻角下的静、动导数值与文献、试验结果吻合得很好,最大误差不超过5%.结论表明:基于阶跃响应的单独静、动导数直接模拟方法计算耗时仅为传统强迫振动方法的21%,效率相对较高,且可推广到横航向的动导数计算,为飞行器的稳定性研究提供参考.      

典型超声速/高超声速动导数计算方法研究

以当地流活塞理论为基础完成超声速/高超声速动导数计算公式推导,发展了一种高效的动导数计算方法.选取1个超声速、2个高超声速动导数算例标模,计算了超声速/高超声速下飞行器动导数变化规律.研究结果表明:BFM超声速流动算例的俯仰组合动导数绝对值随马赫数的增大而减小,计算重心位置后移亦会导致俯仰组合动导数绝对值减小,纵向动稳定性降低;在0° ～20°迎角范围内,高超声速流动中的尖锥和钝头旋成体俯仰组合动导数绝对值随迎角的增大而增大,纵向动稳定性增强;所提方法计算时间约为双时间动导数计算方法的1/27.     

飞艇动导数与附加质量相互融合的方法

飞艇的动导数和附加质量分别表征其在有黏流和无旋无环流中所受非定常气动力/力矩。为了解决在飞艇建模中这两种气动系数的融合问题，分别研究了动导数和附加质量的成分划分问题以及同成分气动系数的融合方法。通过介绍能同时兼容有黏流和无旋无环流的气动力和力矩分析理论，得出同成分气动力/力矩融合时应当取有黏流中的结果并摒弃对应的无旋无环流结果。通过研究气动力/力矩与运动体当前运动参数的关联性，建立依据当前运动参数划分气动力/力矩或气动系数的方法。为了使两种流场中的气动系数分类方法相同，对飞艇的当前运动参数进行重构，使得气动系数在两种流场中均可按重构后运动参数明确划分和计算。根据研究结果，建立了一种动导数与附加质量的新融合方法，并讨论了它与现有文献方法的差异。通过算例分析不同融合方法对飞艇纵向扰动运动特性的影响，说明采用新融合方法的必要性。     

超音速、高超音速飞行器动导数的高效计算方法

将超音速、高超音速气动力工程计算方法综合起来,推广到非定常气动力的计算,并用于求解任意外形飞行器作强迫运动时的非定常气动力.在此基础上进一步发展了一种适合于超音速、高超音速大迎角状态的飞行器动导数计算方法和程序.计算结果与国际标准实验数据作了比较,证明了该程序的正确性和精度.研究了减缩频率和基本迎角对动导数的影响,结果表明基本迎角对动稳定性导数影响较大,而减缩频率在小迎角范围内对动导数影响很小.     

翼型纵向俯仰非定常气动力研究

飞行器飞行时受到的非定常气动力是飞行器设计以及机动飞行中须考虑的一个重要因素。采用CFD方法数值模拟了NACA0012翼型在马赫数从0.2~5.0范围变化时做强迫振荡的非定常流场。通过积分法计算了在不同马赫数时翼型的俯仰动导数。计算结果表明,迟滞效应随马赫数的增大先增大后减小,在跨声速区域迟滞效应达到最大;迟滞环的绕向在跨声速区域为顺时针方向;迟滞环顺时针绕向时,动导数大于零,模型动不稳定,逆时针绕向时,动导数小于零,模型动稳定;旋转角速度越大,翼型表面非定常气动效应越明显。     

基于CFD的高效气动弹性计算方法

本文在高效气动弹性分析方法方面的研究工作包括:对于超声速流动范围,发展了一种基于CFD数值计算流场修正的高效、高精度工程算法,既含有CFD技术模拟复杂激波系的流场特征信息,又具备工程算法计算速度快的优点;对于失速迎角前的飞行器从亚声速、跨声速到超声速范围,发展了一种基于CFD技术的非定常气动力建模方法,由此获得气动弹性计算所需的非定常气动力,此方法可以包含物面在跨声速存在激波运动的流场信息,计算精度与直接应用CFD模拟气动弹性过程的方法相当,但运用非定常气动力建模技术途径的效率可以比直接基于CFD模拟方法提高2个数量级,对CFD技术应用于气动弹性精确预测方法具有工程实际应用价值;还研究了基于非定常气动力建模的方法用于伺服气动弹性分析、阵风响应.     

适用于复杂流动的热气动弹性降阶建模方法

针对高超声速巡航类飞行器面临的复杂流动下的热气动弹性问题，发展了一种时变热模态适用的非定常气动力降阶模型，建立了基于流-热-固时空耦合分析策略的热气动弹性分析方法，对高超声速飞行器前体进气压缩面进行了实际飞行加热过程的时变颤振分析。结果表明，在局部高热流载荷下，压缩面固有模态频率和振型随时间发生了大幅度变化，而所建方法能够适应上述变化，在获得高置信度非定常广义气动力的同时，避免了重复性的非定常气动力数值计算，可将热颤振分析中的气动力计算效率提升若干量级；此外，在达到热平衡后，进气压缩面的颤振动压降为初始时刻的0.64%，使得飞行包线大幅收窄。相关方法有效缓和了热气动弹性分析效率与精度的矛盾，提升了热气动弹性问题的工程分析能力。     

飞行器动态稳定性参数计算方法研究进展

动态稳定性参数（简称动导数）是飞行器控制系统设计、飞行器动不稳定发生边界分析及相应动态稳定性判据研究的关键气动参数。在对飞行稳定性问题进行概述的基础上,介绍飞行器动态稳定性参数数值模拟的国内外研究进展。并按照理论方法、工程近似方法及计算流体力学（CFD）模拟方法的动导数发展方向对近年来主要的动导数计算方法进行了综述,评价了各种动导数预测方法的优缺点,指出了动导数数值模拟在理论基础、非定常气动力建模、预测方法精度和效率等方面存在的问题。最后对动导数数值模拟的发展趋势进行了展望。     

有地面干扰的动导数计算方法

提出了一种有地面干扰情况的飞行器动导数计算方法,其基本思路是从非定常升力面气动力理论出发,利用飞行器的低频运动的气动力,通过振动频率的级数展开,选用适当的气动力部分进行积分,得到所需的气动力导数,为阿了面的影响,将传统的镜像法结合到非定常用功力理论理论方法中,计算结果表明,地面干扰随距地面的高度变化而迅速变化,而且某些动导数的符号都发生了变化,说明地面干扰城飞行动力学的分析是应该加以考虑的。     

基于CFD的动导数计算与减缩频率影响分析

以CFD流场与气动力计算为基础,分别利用小幅度强迫振动模式和差分两种方法推导了飞行器的纵向组合动导数计算表达式;建立了基于CFD技术的飞行器动导数计算方法;以国际标模Finner导弹为例,利用所推导的两种方法进行该导弹的动导数计算,重点分析了减缩频率对动导数计算的影响,提出了利用CFD方法开展动导数计算时减缩频率的选择...     

在非定常气动力作用下弹性飞行器的动稳定性及主动控制

首先导出了在非定常气动力作用下的弹性飞行器纵向运动方程。而后就简化的非定常气动力数学模型提出了分析气动弹性对飞行器稳定性影响的方法。并从有效抑制飞行器的弹性振动角度研究主动反馈控制、操纵面及陀螺位置合适选择的最优综合设计问题。     

飞行器动态稳定性参数的数值计算方法

本文提出了一种确定飞行器动态稳定性参数的数值方法。本文首先研究了气动力与飞行器运动状态参数之间的关系，在此基础上给出了稳定性参数的定义。根据这一定义并结合计算流力学和参数辨识方法，构造了计算飞行器稳定性参数的完整数值方法，数值实验表明，该方法具有通用性强和准确度较高的优点。     

弹性飞行器动态耦合和控制综合研究

研究弹性飞行器的动态耦合问题，首先导出了非定常气动力作用下的弹性飞行器的纵向运动方程。就简化的非定常气动力数学模型提出了分析气动弹性飞行器稳定性的影响方法，而后对弹性飞行器的动态耦合特性提出了定性的分析方法。并从有效抑制飞行器的弹性振动角度，研究了主动反馈控制、操纵面及陀螺位置的合适选择的协同设计问题。     

微型涵道飞行器飞行力学模型研究

微型飞行器(MAV)非线性飞行力学模型研究是MAV设计中的一个重要环节。微型涵道飞行器由于大包线、尺寸小、速度低、气动布局特殊,其飞行力学特性具有显著的非线性特性。以低雷诺数风洞实验为基础,研究了微型涵道飞行器的空气动力学特性,并采用CFD方法计算了微型涵道飞行器的动导数。在此基础上建立了微型涵道飞行器的飞行力学模型,并计算了基本飞行性能和配平曲线。结果表明,微型涵道飞行器与常规飞行器相比有很大差异,可以完成悬停、垂直起降和前飞的大包线飞行。     

一种基于动模态分解的翼型流动转捩预测新方法

考虑自由转捩的定常/非定常流动Navier-Stokes方程数值求解,对于翼型流动细节的精确模拟和气动力的精确预测均具有十分重要的意义。采用动模态分解(DMD)方法进行流动稳定性分析,再结合e N方法,提出了一套适用于翼型绕流的转捩预测新方法,称为DMD/e N方法。相比于传统的线性稳定性分析方法,DMD方法不需要求解附面层方程和线性稳定性方程,也没有引入平行流假设,具有更好的理论适用性和算法鲁棒性。开展了NLF0416、S809和SD7003等翼型的转捩预测数值验证研究,通过与实验结果以及与传统的基于线性稳定性分析的e N方法的比较,验证了本文所发展的转捩预测新方法在预测翼型的定常流动和非定常流动转捩方面的正确性,也表明了该方法具有解决含层流分离泡的翼型绕流转捩预测的能力。     

改进的综合CFD与畸变合成法预测动态畸变(英文)

对综合CFD与畸变合成方法进行了改进。通过CFD求解,获得AIP上各稳态气动参数。采用BP人工神经网络直接求解高度非线性的湍流相关方程,该方程将CFD求解的稳态气动参数与试验测得湍流度进行关联。经过训练的网络可根据稳态CFD结果预测湍流度。之后根据CFD计算的稳态总压和神经网络预测的湍流度合成动态压力。最后根据合成的动态压力寻找最大瞬时畸变。文中使用了六个工况的飞行数据验证该方法的准确度并且与原方法的计算结果进行了比较。结果表明该方法预测的畸变值与试验畸变值吻合较好,且预测结果较原方法与试验值更接近,该方法能够在试验前用来预测动态畸变,具有很强的工程价值。     

基于广义动态尾迹理论的旋翼非定常气动特性分析

本文建立了一套时域下前飞旋翼非定常气动载荷的计算方法.考虑人流的非均匀性,采用"Peters-He"广义动态尾迹人流模型;为计人气流压缩性、动态特性对气动载荷幅值和相位的影响,翼型剖面升力使用Leishman-Beddoes二维非定常模型计算.为分析旋翼非定常气动特性,建立模型方程的状态空间形式,并采用四阶Runge-Kutta法求解,以提高计算效率.以美国H-34直升机前飞状态为算例,并将计算结果与飞行测试数据进行比较,验证了计算方法的有效性,在此基础上,进一步分析了诱导速度、迎角、升力分布随前进比的变化,以及不同桨叶气动外形(桨尖尖削、负扭转)对旋翼气动特性的影响,得出了一些有意义的结论.     

用非结构动网格技术计算确定再入飞行器配平攻角

提出了用数值计算直接确定飞行器配平攻角的自由振动法.该方法采用非结构动网格技术,使飞行器在气动力作用下绕通过质心的轴线自由振动,最终衰减到配平攻角.构造了一种MUSCL类型有限体积格式,求解考虑了动网格效应的三维非定常Euler方程,采用弹簧近似技术实现非结构网格的变形运动.作为例证,计算确定了载人飞船返回舱的配平攻角,计算结果与实验结果接近.该方法外形适应能力强,效率较高,具有较好的应用前景.     

考虑地面效应的翼型动态特性数值模拟

为了研究考虑地面干扰的飞行器非定常气动特性,基于滑移网格技术,通过求解二维非定常Euler方程,对不同近地高度下的NACA0012翼型的动态振动特性进行了数值模拟。分析了存在地面干扰时的升力系数以及俯仰力矩系数迟滞环变化,并结合强迫振动法,计算了翼型各个近地高度下的纵向组合动导数。结果表明,地面效应不仅对定常流场产生影响,更显著地影响了非定常气动力及力矩,近地高度越小,这种效应越明显,使得升力系数的迟滞环面积变小,幅值减小,而俯仰力矩系数的迟滞环变化不规律,力矩系数的动导数随着近地高度减小而增大(绝对值减小),纵向的动态稳定性产生损失。地面效应干扰在飞行器非定常气动研究中应该引起重视。