水陆两栖飞机模型水池波浪试验研究

在拖曳水池中开展了水陆两栖飞机模型规则波匀速试验和匀加速试验。试验结果表明,在匀速试验中,随着波长的增大,试验模型的纵倾角和升沉响应曲线具有1个共振峰值,而垂向加速度响应具有2个共振峰值;在匀加速试验中,速度变化对纵倾角和升沉响应幅值影响较小,垂向加速度响应在低速时较小,而在高速时急剧增大。     

水翼型水上飞机偏转机翼布局数值研究

针对水上飞机水面起飞过程阻力峰值较大,提出一种可偏转机翼水翼型水上飞机,飞机水面滑行时偏转机翼割划水面产生水动升力将飞机抬离水面,空中飞行时偏转机翼根据飞行条件可偏转角度。采用空气动力和水动力耦合求解并结合动力学平衡方程方法分析了该布局水动特性并进行空中巡航气动特性分析,同时计算同尺寸双浮筒型水上飞机,比较两种构型水动与气动特性。数值计算结果表明,水面起飞过程中双浮筒型水上飞机总阻力峰值约为水翼型水上飞机偏转机翼布局的1.97倍；飞机空中飞行时,偏转机翼偏转角为0°时气动性能最优且所受阻力低于双浮筒型水上飞机,从而证明了水翼型水上飞机偏转机翼布局能够有效提高水上飞机的水动与气动性能。     

飞机新牵引滑出方式下前起落架动响应分析

现行民航飞机离港时,需由牵引车推出泊位后再依靠飞机自身发动机动力进入跑道。为使机场更安全高效运行,人们正在探索一种全新的飞机滑出模式——牵引滑出,其无需发动机动力、即从飞机推出直至跑道端等待起飞均依靠地面的外部动力移动,由飞行员控制牵引车牵引的离港作业方式。其有助于实现高效、绿色、经济的机场运营目标。前起落架作为承载飞机重量和实现地面牵引滑行的关键组件,其动力学特性直接决定着飞机的高速牵引滑行安全,也影响着结构的后续飞行安全及全生命使用周期,故针对新一代牵引滑出方式的飞机前起落架力学行为开展研究十分必要。以某型民航飞机前起落架为研究对象,考虑减震支柱及牵引车轮胎的缓冲性能,研究了承受满载、高速牵引滑行时的前起落架的动特性、动响应行为,并给出了跑道随机不平度激励对前起落架随机响应的影响,获得了不同承载、不同牵引速度下前起落架动力学响应特性。结果表明,在前起落架满载高速牵引滑行中,牵引载荷在阻力臂的变形及振动响应中起主导作用。本文的研究结果可为新型牵引方式下前起落架的设计以及现役飞机的安全运行保障提供重要参考。     

起落架缓冲系统参数对飞机滑行动态响应的影响

 本文将滑行中飞机简化为2自由度系统,采用功率谱方法,给出了滑行时由地面不平度引起的动态响应统计量的解。对一些飞机的计算结果与文献中以时域法得到的结果大致相符。在此解基础上,分析了起落架缓冲系统主要参数对飞机地面滑行时,由地面不平度引起的各动态响应量的影响。     

地效飞行器双断阶机腹着水砰击过载分析

地效飞行器着水过程中，断阶着水产生的冲击易导致结构表面屈曲或破坏。基于ALE 有限元法，通过罚函数法处理两相界面流固耦合问题，对地效飞行器着水过程进行数值模拟，分析不同前飞速度、下沉速度、俯仰角等参数变化对浸水深度、砰击过载等的影响。结果表明：在研究工况下，机体着水产生的压力峰值均出现在断阶处；随着俯仰角增加水平过载峰值减小，垂向过载峰值先增大后减小，俯仰角为7°时垂向过载峰值最大，是最低过载峰值（俯仰角为15°时）的1.4 倍；前飞速度增加致使水平过载峰值增大，而对垂向过载峰值影响不明显，但垂向过载峰值与垂向速度的平方近似呈线性关系，下沉速度越大，砰击过载峰值越大。     

基于响应面法的短距/垂直起降飞机近地面升力损失

建立了短距/垂直起降(S/VTOL)飞机近地面升力损失的流场计算模型.通过数值模拟得出特定升力布局的飞机近地面状态各工况的升力损失.采用响应面法获得了飞机升力损失关于喷管落压比（NPR）、来流速度及飞机高度的2阶响应曲面函数及显著影响飞机升力损失的关键因素.并分析了喷管落压比、来流速度及飞机高度对飞机升力损失的交互影响作用，优化得出给定工况范围内升力损失最小的工作点.研究表明:仅考虑单因素影响时，升力损失随高度、落压比的增大而减小，随来流速度的增大而增大；考虑两因素交互作用时，高度与落压比及来流速度与落压比对升力损失存在交互影响，而高度与来流速度对升力损失无交互影响；优化获得的升力损失最小的工作点是飞机距地面高度为9D（D为喷管直径）、喷飞机高度为3、来流速度为0m/s，此时的升力损失为1.3%.      

运输类飞机污染跑道起飞性能建模与分析

飞机在污染跑道上滑行时污染物产生的阻力对飞机的起飞性能有很大的影响。首先,通过分析污染跑道起飞过程中飞机的受力和运动情况建立了污染跑道起飞性能模型,并且重点介绍了模型中污染物阻力的计算方法,然后进行了模型验证及应用分析。研究结果表明,该模型可以准确计算污染跑道起飞场长,可以分析污染物的可达区域,效果良好,可行性强。     

多轮轴飞机转弯滑行的行驶阻力分析

将起落架总轮轴轴线数等于或大于3的飞机定义为多轮轴飞机。通过对飞机在地面上转弯滑行的状态进行的运动学和静力学分析,提出了等效主轮轴的概念,使用库仑摩擦定律分析了等效主轮轴的位置。根据固定多轮轴飞机作转弯滑行时总存在一个偏航力矩会阻止飞机转弯这一事实,发现了一个额外的行驶阻力。给出的算例表明,这一额外的行驶阻力可达该飞机重量的15%以上。这一研究结果可以作为多轮轴飞机主轮轴可转向设计的参考。     

波浪情况下民机水上迫降性能数值分析

为了研究波浪情况下民机水上迫降性能,选用计算流体力学的有限体积法求解非定常不可压缩RANS方程,基于VOF法、整体动网格法、斯托克斯五阶波浪模型和自适应网格技术,以空客A320-200为研究对象,按照适航规章相关要求与建议,构建了民机水上迫降数值仿真模型。首先,对比分析了静水面和波浪水面下飞机水上迫降过程。结果表明：相同初始飞行参数下,波浪水面下最大水平过载为2.42 g,是静水面的1.09倍;最大垂向过载为4.82 g,是静水面的2.82倍。2种情况下,空气垫效应和潜水现象明显,碰撞初段,飞机均受到吸力作用;波浪情况下,跳跃现象出现,但并未对飞机的运动过程产生剧烈影响。其次,研究了波浪参数对水上迫降性能的影响。分析结果表明：同一波峰撞击阶段内,波高越高,则最大水平过载和最大垂向过载越大;波长越长,则最大垂向过载越小;波高越高,波长越长,则最大下沉速度越大。     

基于OpenFOAM的水陆两栖飞机水面高速滑行研究

在开源软件OpenFOAM的两相流动态解算器中添加了激励盘，数值研究了考虑动力影响的大型四发涡桨水陆两栖飞机在水面高速滑行时的典型力学特性。针对水陆两栖飞机的特殊性，全面考虑了飞机高速滑行时的水动力、气动力、地面效应以及螺旋桨的动力影响，较为真实地模拟了飞行器水上起飞的瞬时状态。首先，在interDyMFoam中添加了激励盘模型，以体积力的形式将螺旋桨旋转产生的动量注入流场，用以模拟飞机起飞时大拉力情况下滑流的动力学影响，较螺旋桨非定常模拟方法大幅减少了计算量。其次，对Wigley船体标模和螺旋桨单桨模型分别进行了考核，验证了OpenFOAM的水动力计算能力并确认了新加入的动态激励盘方法的可靠性。最后，利用建立的方法研究了水陆两栖飞机水面单断阶滑行过程中的气动力和水动力特性并给出了滑流和动力的影响规律。     

局部凸起对可压缩平板边界层稳定性的影响

在采用直接数值模拟(DNS)方法计算得到来流马赫数为4.5的带局部凸起的可压缩平板边界层基本流的基础上,基于线性稳定性理论(LST) 进行稳定性分析,通过求解扰动方程研究了不同频率的扰动波与不同高度的局部凸起的相互作用,定义了穿透系数来研究局部凸起对流动稳定性的影响.研究结果表明:当局部凸起高度小于0.2个边界层厚度时局部凸起对来流的影响是局部的;局部凸起使频率小于最不稳定波频率的扰动波更不稳定,对频率大于最不稳定波频率的扰动波有稳定作用,其中最不稳定波频率是指局部凸起中心位置处平板边界层中第2模态最不稳定波的频率;穿透系数定量刻画了局部凸起对稳定性的影响,高度为0.2个边界层厚度的局部凸起引起e-N方法中N值的修正量达到0.8,接近转捩位置处N值的10%,在转捩预测中必须考虑.      

Dynamic response analysis under atmospheric disturbances for helicopters based on elastic blades

A flight dynamics model based on elastic blades for helicopters is developed. Modal shape analysis is used to describe the rotating elastic blades for the purpose of reducing the elastic degrees of freedom for blades. The analytical result is employed to predict the rotor forces and moments. The equilibrium equation of the flight dynamics model is then constructed for the elastic motion for blades and the rigid motion for other parts. The nonlinear equation is further simplified, and the gradient descent algorithm is adopted to implement the trim simulation. The trim analysis shows that the effect of blade elasticity on the accuracy of rotor forces and moments is apparent at high speed, and the proposed method presents good accuracy for trim performance. The time-domain response is realized by a combination of the Newmark method and the adaptive Runge-Kutta method. The helicopter control responses of collective pitch show that the response accuracy of the model at a yaw-and-pitch attitude is improved. Finally, the influence of blade elasticity on the helicopter dynamic response in low-altitude wind shear is investigated. An increase in blade elastic-ity reduces the oscillation amplitude of the yaw angle and the vertical speed by more than 70%. Compared with a rigid blade, an elastic blade reduces the vibration frequency of the angular veloc-ity and results in a fast return of the helicopter to its stable flight.     

基于超静定配平的机动载荷控制风洞试验

介绍了俯仰机动载荷减缓(MLA)在某运输类飞机缩比风洞试验模型上的应用,旨在通过风洞试验研究一种基于超静定配平原理的机动载荷控制方法。首先,对模型飞机纵向超静定配平方法进行了研究并从理论上揭示通过其减缓机动载荷的基本原理;然后,依据超静定配平原理设计了MLA控制律,通过反馈模型飞机等效过载驱动副翼偏转减小机翼载荷,同时偏转升降舵来保持飞机的俯仰机动性能;最后,依次实施了超静定配平试验,气动伺服弹性稳定性试验以及机动载荷减缓试验,分别用以确定MLA控制律参数,检查控制系统稳定性以及获取俯仰机动时的系统响应。试验结果表明:在MLA控制律作用下,机翼根部弯矩增量比MLA控制律关闭时减小了10%以上,而模型飞机的俯仰机动性能基本保持不变;MLA控制律的加入使控制增稳系统稳定性略有下降;通过超静定配平试验确定MLA控制参数的方法有效提升了MLA控制律设计可靠性,使翼根弯矩减缓量接近目标值。研究工作为运输类飞机的机动载荷控制设计与试验提供了一种可行途径。     

亚轨道飞行器发动机故障下配平能力分析

为了分析亚轨道飞行器发动机故障下配平能力,将配平能力问题转换为线性等式/不等式混合方程组相容性判定问题。提出了将基于顶点投影法的相容性判定方法用于配平能力分析,验证了方法的准确性与计算效率。在故障下配平能力分析的总体框架下,分别对不同故障模式下故障发生时刻、整个空域配平能力进行分析,给出了配平能力不足时的应急策略。仿真结果表明,该方法能够快速地计算故障下不可配平区域、分析配平能力对可飞区域的影响,对故障后任务中止策略、任务中止轨迹优化等研究具有重要的参考价值。     

电控旋翼直升机配平及操纵特点分析

对采用电控旋翼直升机的配平及操纵特性进行了研究。首先根据电控旋翼的刚体桨叶变距运动方程，推导了襟翼操纵量与桨叶桨距的显式关系式。以此为基础，建立了电控旋翼直升机的飞行动力学模型。以WZ-1直升机为样例直升机，对比分析了电控旋翼直升机与常规直升机的配平特性和操纵响应特性。结果表明，电控旋翼直升机具有与常规直升机类似的配平和操纵特性，桨叶预安装角和桨根扭簧刚度这两个参数对其影响显著。     

微穿孔板消声器在MA60飞机APU排气管的应用

对MA60飞机APU排气噪声进行了测量,从测量结果可以看出,无论APU作在哪种工作状态,排气噪声均属于宽频噪声,主要是1000Hz以上的高频噪声,而满负载状态下的排气噪声除了高频含量之外,在400～1000Hz范围内也有较强的噪声。为了降低APU的排气噪声并结合APU具体的安装限制,选择了微穿孔板消声器来降低APU的排气噪声。通过试验比较,表明采用微穿孔板消声器降低MA60飞机APU排气噪声的效果是非常理想的。      

考虑放宽静稳定度的民用客机气动优化设计

为了更加有效地减小民用客机考虑配平约束后的阻力,针对典型跨声速民用客机机翼-机身-平尾构型研究了不同静稳定度下的气动优化设计,并总结出在民用客机的减阻设计中考虑放宽静稳定度具有较大的减阻潜力。通过自由型面变形(FFD)技术对全机外形进行参数化,实现机翼型面的变形,进行气动优化设计并改变平尾的偏转保证全机能够力矩配平。采用基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的离散伴随方法求解目标函数对设计变量的梯度,然后基于序列二次规划算法进行基于梯度的气动优化设计。基于CRM(Common Research Model)构型,针对不同参考重心位置进行了考虑配平约束的减阻优化设计研究,验证了优化设计系统的有效性,算例结果表明,随着重心位置后移即放宽静稳定度,优化构型配平阻力减小,外翼段前缘吸力峰值明显降低且双激波的强度得到有效减弱,此外机翼的升力系数分布更加贴合最佳升力系数分布。     

激光引致水诱导空气击穿所获无约束流场演化过程的实验研究

流场演化过程是揭示激光推进机理的重要研究内容之一。利用纹影系统和PCO-HSFC 高速相机,首次拍摄了自来水诱导CO₂激光击穿空气产生的激波向空气和水中的演化过程。阐述了产生两次气蚀空穴的原因：初始时刻产生的空穴为激波作用于水面所致,第二次空穴出现在相机被触发后约8 μs 时,是激光烧蚀水蒸气作用于水面所形成的低压区。实验结果表明：击穿后流场向激光入射方向（空气中）演化较快,激波初速度较大,约为6 km/s;流场向水中演化相对较缓,激波初速度约为3.33 km/s。两者都服从指数衰减,分别在约73.368 μs 和41.649 μs 时衰减到声速。研究结果对于把水作为工质应用于激光推进有一定意义。     

耦合高效配平策略的旋翼气动特性分析方法

建立了一个耦合高效配平策略和计算流体力学（CFD）技术的旋翼气动特性分析方法.采用CFD求解器进行雅克比矩阵和旋翼流场的计算，建立了一个包含直接配平法的旋翼气动特性分析平台；引入差量法思想对配平策略进行简化，发展了一种差量配平法，解决了直接配平法中雅克比矩阵计算效率低下的问题，显著缩短了计算时间.旋翼流场求解中控制方程采用Navier-Stokes方程，空间离散格式选取2阶迎风Roe格式，时间推进采用隐式lower-upper symmetric Gauss-Seidel (LU-SGS)格式，湍流模型为Baldwin-Lomax (B-L)模型.分别采用建立的基于直接配平方法和差量配平方法的气动特性分析平台对AH-1G和Helishape 7A直升机的旋翼进行了配平计算和研究，对比分析了两种配平方法的计算效率和精度及背景网格的网格量对配平结果的影响.结果表明:与直接配平法相比，耦合差量配平法的气动特性分析方法计算圈数更少，可节省至少60%的计算时间；使用疏化的背景网格虽然不利于捕捉流场细节，但是可以在兼顾配平结果准确性的同时，降低配平计算代价，提高旋翼配平和流场计算的效率.      

CALCULATION OF HELICOPTER ROTOR FLAPPING ANGLES AND COMPARISON WITH MEASURED DATA

Helicopter rotor flapping angles from hover to low-speed forward flight are calculated and compared with the measured data in this paper. The analytical method is based on a second order lifting-line/full-span free wake model as well as a fully coupled rotor trim model. It is shown that, in order to accurately predict the lateral flapping angle at low advance ratio, it is necessary to use free wake analysis to account for the highly non-uniform inflow induced by the distorted wake geometryat rotor disc plane.