一种近空间高超声速飞行器滚转稳定性研究

研究近空间高升阻比构型高超声速飞行器面临的复杂稳定性问题,对其机动飞行安全和操控具有重要意义。为此,通过静、动态风洞试验和数值模拟,开展了类HTV-2飞行器布局典型马赫数和迎角下,滚转方向静稳定性、单自由度和两自由度俯仰/滚转耦合运动动稳定性研究。结果表明：飞行器滚转方向为静稳定;自由振动的滚转单自由度运动为衰减振动曲线,动导数为负值,表现为动稳定;强迫俯仰/自由滚转两自由度耦合运动情况下,由于惯性力矩和非对称滚转力矩共同作用,导致滚转出现振幅周期性变化的极限环运动,甚至失稳发散。     

80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度耦合运动特性数值研究

耦合求解NS方程和刚体动力学方程数值研究了80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度运动特性。内容包括:对比双自由度俯仰/滚转运动和单自由度滚转及俯仰运动特性的差异,研究动态俯仰角对三角翼滚转运动振幅和频率的影响以及三角翼双自由度运动条件下的气动力特性。结果表明:在动态俯仰角的影响下,细长三角翼不能形成极限环形式的振荡;俯仰运动的迟滞效应造成滚转振幅的变化落后于俯仰角的变化;俯仰耦合滚转运动将会导致飞行器升力降低,横向稳定性变差。     

80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度耦合运动特性数值研究北大核心CSCD

耦合求解NS方程和刚体动力学方程数值研究了80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度运动特性。内容包括:对比双自由度俯仰/滚转运动和单自由度滚转及俯仰运动特性的差异,研究动态俯仰角对三角翼滚转运动振幅和频率的影响以及三角翼双自由度运动条件下的气动力特性。结果表明:在动态俯仰角的影响下,细长三角翼不能形成极限环形式的振荡;俯仰运动的迟滞效应造成滚转振幅的变化落后于俯仰角的变化;俯仰耦合滚转运动将会导致飞行器升力降低,横向稳定性变差。     

某典型飞行器模型俯仰/滚转两自由度耦合动态气动特性

先进飞行器在大迎角高机动飞行过程中,气动力复杂演化与运动姿态剧烈变化的相互作用,容易诱发俯仰拉起的滚转或侧偏等耦合运动,呈现出十分强烈的多自由度动态气动力特性。为此,选取某典型四代机修型设计模型,利用FL-26风洞专用的俯仰/滚转两自由度动态试验装置,开展了单自由度和俯仰/滚转两自由度耦合运动的动态气动力特性研究。结果表明,研究模型在迎角30°左右会出现滚转单自由度的侧偏和小振幅摇滚运动现象;俯仰单自由度振动条件下,模型法向力和俯仰力矩会出现明显的气动迟滞特性;在强迫俯仰/自由滚转（或强迫滚转）两自由度耦合运动情况下,模型的侧偏运动幅值得到了一定的抑制,但纵横向气动力都出现了迟滞现象,甚至是多个气动迟滞环结构,容易引发耦合失稳发散。     

飞行器双自由度耦合振荡的数值模拟方法

针对模拟双自由度(2DOF)运动的"PQR"强迫振荡试验装置,通过坐标变换,将机构运动转化为空间欧拉角进行表示,实现对机构俯仰/偏航、俯仰/滚转和偏航/滚转等3种耦合运动的统一描述,采用预定运动轨迹的动网格计算技术,构造了基于非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程的飞行器双自由度振荡数值模拟方法。围绕某复杂构型飞行器低速流动,在模型迎角10°、滚转角±40°、偏航角±40°振荡预设条件下分别对单自由度偏航、滚转振荡和双自由度偏航/滚转振荡进行了模拟,得到的气动系数迟滞回线在形态和量值上与风洞试验结果吻合,证明当前方法可以作为飞行器复杂耦合运动的一种有效研究手段。针对偏航/滚转耦合振荡,从运动形式和气动特性上与单独偏航、滚转运动进行了对比分析,结果表明,耦合运动在气流角、绕体轴的旋转角速度等方面与单自由度叠加效果不同,力矩系数迟滞回线存在曲线交叉的现象,表现出与单自由度振荡不同的阻尼特性。在当前模拟状态下,偏航/滚转振荡流场以横向分离涡运动为主要特征,可以推测大迎角情况下纵横向分离涡流动结构更加复杂,耦合作用更强,需要进一步在分离流模拟方法上开展研究。     

三角翼俯仰滚转耦合运动气动特性研究

介绍一套用于３ｍ 低速风洞的俯仰滚转两自由度大振幅非定常实验系统,并利用该系统对—三角翼单独俯仰和滚转及俯仰滚转耦合运动时的非定常气动特性进行了研究。结果表明,飞行器俯仰滚转耦合运动时的气动特性比单独俯仰和滚转时的气动特性复杂得多。     

一种临近空间飞行器静/动态气动特性研究

临近空间飞行器典型气动布局给其气动特性尤其是飞行稳定性带来诸多问题,危及飞行安全。为此,针对类HTV-2飞行器布局方案,开展了高超声速飞行时的气动特性研究。通过数值计算和试验结果的对比可见,两者具有较好的一致性,同时看出飞行器具有较高的升阻比,纵横向为静态稳定,并且给出了气动特性在不同飞行速度和高度条件下的变化规律;飞行器单自由度运动具有动态稳定性特性,但是通过风洞试验进行的两自由度耦合运动动态特性试验可以看出,在强迫俯仰运动下滚转出现振荡运动。     

2.4m跨声速风洞大振幅动态试验技术

现代先进飞行器在高机动飞行过程中,容易诱发非指令的多自由度耦合运动,呈现出复杂的动态气动力及耦合运动现象。为满足先进飞行器多自由度动态气动特性研究与试验评估的需求,中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所在2.4m×2.4m跨声速风洞建立了可以开展大迎角静态、单自由度俯仰振动、快速拉起、俯仰/滚转双自由度耦合运动等试验的模拟技术。通过典型的70°三角翼验证模型的试验研究,结果表明试验技术获取的试验数据合理可靠,变化规律正确,能够准确反映模型的动态气动力迟滞特性,实现了俯仰/滚转两自由度耦合大振幅运动的纵横向动态气动力测量,可以为飞行器的试验鉴定评估提供技术支撑。     

窄条翼导弹模型摇滚运动动力学特性研究

利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法。计算Ma=0.6,α=35°,模型进入极限环振荡,振幅10.14°,周期20Hz,与风洞试验结果吻合较好。受力分析表明力矩迟滞曲线为双8环,中间为不稳定环,两侧为稳定环;模型的动不稳定性是由迎风尾舵引起,背风尾舵不能提供足够的动稳定性,导致模型丧失滚转阻尼,最终进入等幅等周期的极限环振荡;计算证实,该极限环是稳定的,模型在任意初始状态或微扰动作用下都将进入该极限环振荡。计算结果还表明,在非定常效应较强时,转动惯量对摇滚振幅影响不大,对频率影响明显。     

滚转和锥进运动对弹箭动导数求解的影响

现有的弹箭动稳定性导数计算通常忽略了耦合运动效应的影响,而弹箭在实际飞行中,通常同时存在俯仰、滚转以及锥进运动。为此,本文提出了基于欧拉转动定理和滑移网格技术的复杂角运动模拟方法,该方法利用著名的罗德里格斯转换矩阵插值求得弹箭在每个时间步的角速度修正值,并指定给球形滑移网格区,从而模拟弹箭俯仰滚转锥进相耦合的三自由度耦合角运动,在此基础上,通过对非定常气动参数进行求解辨识,分析了滚转频率和锥进频率对其俯仰组合动导数和升力系数动导数的影响规律。结果表明:本文提出的复杂角运动模拟方法,可有效消除姿态角计算的累积误差,实现对弹箭任意给定角运动的准确模拟;在耦合角运动状态下,弹箭气动力系数迟滞环发生明显的振荡和偏移,俯仰组合动导数和升力系数动导数均随滚转频率和锥进频率增加而显著变化,且变化规律具有非线性特性。     

俯仰—滚摆耦合复杂流场试验研究

给出 8 0°三角翼模型在低速风洞中实施俯仰 滚摆耦合大幅度振动的复杂流场测量结果 ,包括静态和动态、单自由度俯仰和滚摆、俯仰 滚摆耦合运动条件下的流动显示结果和强迫俯仰、自由滚摆条件下的滚转角时间历程测量结果。分析了耦合运动对前缘分离涡和气动特性的影响 ,以及不同相位角和不同频率对耦合气动特性的影响。结果表明 ,双自由度的耦合运动比单自由度运动具有更为明显的动态迟滞特性 ,进一步推迟分离涡的破碎 ,推迟开始滚摆的攻角αwr。     

飞行器自激振荡的流动物理与动力学机制

全局亚迭代耦合求解流体动力学方程和刚体动力学方程,研究轴对称飞行器单自由度俯仰失稳运动的非定常特征.高超音速锥-柱-裙飞行器的单自由度俯仰失稳运动发展为极限环形式,周期性运动伴随着波系结构的非定常变化;自激振荡源于静稳定构型的振动回复机制和尾裙激波流动迟滞效应所构成的阻尼机制.基于第二拉格朗日方程和虚功原理,导出能够描述迟滞现象的参数化非线性动力学模型.多尺度近似分析获得参数化运动特征:自激振动过程是拟简谐运动;静稳定构型才能出现自激振荡周期运动;平衡点阻尼是决定运动稳定特性的分叉参数;振幅特性与阻尼非线性相关,频率特性与刚度非线性相关.基于数值结果的参数辨识,非线性模型的理论分析、重构都与数值结果高度一致,从而有效地佐证了自激振荡建模研究的合理性.     

80°／65°双三角翼滚转稳定特性预测研究

在FL-23风洞中开展了80°／65°双三角翼大迎角下的滚转特性研究．包括静态测力试验．动导数试验和自由滚转试验,通过静态测力试验及动导数试验获得了双三角翼模型在大迎角条件下的滚转力矩特性以及动导数特性,从而对双三角翼大迎角条件下的滚转运动特性进行了预测．最后通过自由摇滚试验对预测结果进行了验证。研究结果表明随着模型迎角的增加,双三角翼呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、舣周期震荡、准极限环摇滚．通过静态气动力及动导数可以较准确地对模型的运动形态及对应的迎角范围进行预测。     

飞行器失稳平面振荡运动的物理机制

基于全局亚迭代耦合求解非定常流体动力学方程和刚体动力学方程(CFD/RBD),研究动不稳定飞行器在自由俯仰与自由沉浮二自由度下自激发平面失稳运动的非定常特征。数值研究表明:超声速锥-柱-裙飞行器的平面失稳运动发展为极限环形式,并伴随着波系结构非定常变化;平面运动保持了自由俯仰基本运动特征,但同步自由沉浮使得极限环周期运动的振幅更小、频率更快;平面自由运动中飞行器绕靠近头部的"不动点"转动。基于第二拉格朗日方程和虚功原理,导出能够描述迟滞现象的参数化非线性动力学模型。多尺度近似分析(MTS)获得参数化运动特征:自激振动过程是拟简谐运动;平衡点阻尼是决定运动稳定特性的分叉参数;振幅特性与阻尼非线性相关,频率特性与刚度非线性相关;模型分析证实了平面自由运动的"不动点"现象并自洽地解释了沉浮自由度存在使得极限环振幅变小的动力学机制。非线性模型的理论分析、重构都与数值结果高度一致,从而有效地佐证了自激振荡建模研究的合理性。     

飞机大振幅非定常滚转运动的非线性稳定性分析

本文根据某飞机大振幅非定常滚转力矩的风洞试验结果,采用两种方法,计算了飞机绕体轴作自由滚转运动时的滚转角时间历程,分析研究了飞机非线性滚转运动的稳定性,并对非定常空气动力对飞机稳定性的影响作了较深入的研究。本文通过两种滚转运动时间历程结果的比较,表明了给出的从大振幅实验提取常规动导数方法是可行的;而且也表明了通过测量飞机绕体轴滚转时大振幅非定常滚转运动时的滚转力矩值,可以研究飞机的摇滚（Ｗｉｎｇ     

舰载直升机旋翼/机体非线性耦合稳定性分析

基于多体动力学方法建立了舰载直升机旋翼/机体耦合系统的动力学模型,其中机体起落架模型由非线性的液压作动器和橡胶轮胎两部分组成,而舰船的横摇和纵摇以简谐激励的形式通过起落架传递给旋翼/机体系统.针对不同的舰船激振频率,研究舰载直升机起动过程中旋翼/机体系统的时间响应历程和动力学稳定性.结果表明:舰载直升机的机体和桨叶摆振自由度在舰船激励下均会出现极限环振动现象,并且当舰船激振频率与旋翼旋转频率相等时会激发出旋翼的摆振后退型模态的极限环振动,使旋翼重心偏离桨毂中心,进而可能导致“舰面共振”事故发生.      

带边条翼导弹滚转稳定性分析

为了分析带边条翼导弹模型的非线性自由滚转运动及滚转稳定特性,采用理论分析与动态测力试验、滚转自由度释放测量试验相结合的方式,对低速来流条件下模型0°~60°迎角范围内的滚转运动、滚转稳定特性随迎角变化的规律进行了研究。在10°迎角时,模型在4个"+"形位置是滚转静稳定的并且在"+"形位置上滚转运动保持平衡;迎角大于20°的范围内滚转静稳定的平衡位置变到4个"×"形位置上;并且迎角为20°时模型在"×"形位置滚转保持平衡,迎角大于30°后模型产生滚转极限环自激振荡运动,迎角达到60°时模型的滚转运动发散演变为高速旋转的形式。研究结果表明:模型滚转运动的形式决定于滚转力矩的静、动稳定特性。