任意截面弹体的翼身干扰系数估算方法研究

从小扰动线化速位方程出发，结合细长体理论，建立了任意截面弹体法向气动力与截面形状系数之间的相关性；采用二维鳞片法求解速位方程可以得到截面形状系数，从而进行单独弹体气动力估算。根据部件组拆法思想，对这一工程估算方法进行推广，提出一种适合于任意截面导弹翼身干扰系数的估算方法，该方法得到的预测结果和吹风实验、文献数据比较符合较好。采用以上方法对矩形截面的翼身组合体进行估算，具有较好的精度。     

弹体穿越平面激波三维非定常流场的数值模拟

用数值方法求解三维非定常可压缩Navier-Stokes方程，计算了复杂弹体在相同马赫数、不同迎角下的流场和气动力特征，计算结果与实验结果吻合，证明本文采用的方法能够准确计算此类复杂流场；然后采用该方法模拟了弹体穿越正激波的非定常过程，得到了弹体周围流场及气动力特征随穿越过程的非定常变化，阻力特征穿越后急剧下降。     

飞行器完全非定常气动力的一种工程计算方法

本文以谐振运动非定常气动力计算理论为基础,采用偶极子格网技术进行数值计算、有理式拟合、Fourier积分和Duhamel积分等步骤,给出了飞行器任意运动和受任意大气扰动时完全非定常气动力的一种工程计算方法。该方法数学处理方便,得到的气动力表达式简单。算例结果表明:该完全非定常气动力计算方法可行,精度令人满意,具有工程实际意义。     

双椭圆截面再入飞行器的气动计算及布局优化设计

双椭圆截面飞行器较圆截面回转体外形具有更好的刚性、更轻的重量、更大的容积和更高的配平升阻比.本文首先发展了一套可以计算该类飞行器纵横向气动力的工程计算方法,并利用N-S方程数值模拟方法进行了验证.其次,对此类飞行器的气动布局进行了优化设计,并利用相同的优化模型对圆截面外形进行了计算.最后,对双椭圆截面优化外形和圆截面优化外形的气动特性进行了比较.     

非圆截面弹体附加表面积工程估算方法研究

引入附加质量、附加表面积的概念 ,给出基于细长体理论的非圆截面弹体附加表面积的工程估算方法 ,并提出了计算带倒角圆的正方形和不同顶角菱形附加表面积的通用公式 ,通过计算值与理论值的比较 ,误差在 2 %以内。并通过利用附加表面积计算的弹体法向力系数与试验值进行比较 ,法向力系数计算误差在 10 %以内 ,说明用本方法计算的附加表面积可以在工程初步估算时应用。     

导弹气动伺服弹性稳定性分析

分析了带有舵面及控制系统的战术导弹的气动伺服弹性稳定性。动力学方程中包含弹体的一阶弯曲振动、弹体的刚体平动和转动 ,可控舵面只考虑刚体偏转。用细长体理论和气动导数方法计算了导弹的非定常气动力 ,两种方法均适用于亚音速和超音速情况。采用 Nyquist方法和 Bode图方法分析了某导弹的气动伺服弹性稳定性和稳定裕度 ,两种气动力方法所得结果一致。     

直接力与气动力复合控制拦截弹轨迹控制

研究了直接力与气动力复合控制拦截弹的轨迹控制问题.建立了复合控制拦截弹的动力学模型,分析了不同复合方式的差别,指出了直接力对弹体运动的影响.建立了拦截弹与目标的相对运动模型,针对直接力与气动力复合控制的特殊性,基于滑模控制理论给出了轨迹控制算法,并在此基础上针对传统控制方法的缺陷,设计了脉冲发动机的点火逻辑.仿真结果表明,该方法能有效的实现拦截弹在末制导段的精确制导控制,并具有较强的鲁棒性.      

飞行器非圆因子和翼身干扰因子修正系数的数值解

提出了飞行器任意形状截面表观面积的数值计算模型和方法,从而求解非圆因子(即非圆剖面与当量圆剖面局部法向力系数之比)和翼身干扰因子的修正系数。计算结果与解析解进行了比较,可看出该计算方法具有精度高和广泛通用性的特点。它对复杂飞行器大迎角(含小迎角)气动特性工程估算有现实的使用价值。     

一类飞行器的气动力／直接力复合控制方法

采用气动力／直接力（RCS）复合控制是未来的战术导弹提高控制系统快速性，改善导弹制导性能的重要手段之一．RCS的使用方式有两类，力操纵型和力矩操纵型。由于空气舵和RCS所引起的弹体的旋转运动，力矩操纵型RCS存在着严重的耦合，使控制器的设计变的非常复杂．本文进行了气动力／直接力复合控制设计方法的探讨．     

亚、跨音速导弹气动力的有限差分计算

本文介绍亚、跨音速导弹纵向气动力特性计算的有限差分方法。采用园柱座标系,用变步长的混合差分格式进行线超松弛改进迭代计算。速势方程考虑了x向大扰动,并把精确边界条件嵌入到头部的速势方程中,以适用于计算钝头外形的要求。对尾部收缩的弹体,翼涡沿其平面伸展到收缩部分,以模拟涡面对尾翼和尾段的影响。 所建立的程序适用于计算任意形状旋成体弹身,翼身组合体及翼身尾组合体的表面压力分布和纵向气动力系数。 为鉴定方法的有效性和程序的正确性,对三个不同的气动外形进行了计算,与风洞实验结果比较,基本符合。     

计算振动翼面非定常气动力的Fourier级数展开法

将翼面绕基准状态作任意形态的振动,用Ｆｏｕｒｉｅｒ级数展为ｎ个不同振幅、不同频率的谐波;用Ｇｒｅｅｎ函数法计算每个谐波引起的非定常气动力;然后在时域中将它们叠加,即可求得该翼面在时域中以给定的波形作振动时的非定常气动力。重点讨论了翼面作接近方波形振动时的非定常气动力。算例表明,该方法所得结果与其他方法及实验结果吻合。     

一种耦合CFD修正的螺旋桨快速设计方法

基于叶素动量理论及涡流理论的螺旋桨快速设计方法，由于设计采用的叶素气动力与真实情况存在差异，设计的螺旋桨存在拉力偏差，且不能保证较高的效率。为解决此问题，采用螺旋桨数值模拟的结果对设计进行修正。假设桨叶叶素最大升阻比对应的气动力沿径向相同，可通过数值模拟结果反解该气动力，再根据所得气动力进行螺旋桨的重新设计，建立耦合CFD修正的螺旋桨快速设计方法。结果表明，对于太阳能无人机小型螺旋桨的设计，本文设计方法一方面能够较好地满足拉力要求，另一方面相比于传统设计方法螺旋桨效率可提高2.75%。在采用代理优化的方法对螺旋桨翼型进行优化后，相比于传统设计方法螺旋桨效率进一步提高了3.95%。且该方法只需进行少量的CFD计算即可，相比于直接采用数值模拟优化螺旋桨的弦长及扭转角分布，设计周期更短。     

一种转子空间弯曲轴线的测试方法及试验验证

提出了一种转子空间弯曲轴线的测试技术。针对某实际弯曲转子，首先，利用电涡流位移传感器测量转子不同截面的弯曲向量，得到了在同一绝对坐标下的各截面形心相对于旋转中心的弯曲向量；然后，应用三次样条函数拟合了转子的空间几何中心线，再利用Visual C++ 编程调用OPENGL图形函数，对弯曲转子进行了三维实体显示；最后利用百分表测量法和所提方法进行了对比试验。结果表明:所提方法测得的弯曲转子各截面轴心轨迹与百分表测得的各截面轴心轨迹基本一致，拟合圆结果也基本重合，其中截面1、截面6的拟合圆结果虽有轻微误差，但误差在可允许范围以内，由此验证了该方法的准确性和可行性。      

完全非定常气动力计算的新途径

 本文提出了一种亚音速、完全非定常机翼气动力的数值计算方法（暂称为“势差法”）,该方法对于机翼所作的任意运动,能在时间域内计算出气动力和空间速度场的变化规律。算例结果表明势差法计算结果与其它方法计算结果和实验值是一致的。     

风力透平叶片振动时的三元非定常气动力

本文给出了确定风力透平叶片振动时的三元非定常气动力的方法,用核函数方法建立三元非定常气动力方程,用格林公式确定核函数,对于核函数的奇点作了有效处理,给出了处理关系式。对不同的工况进行了三元非定常气动力计算,与二元计算的对照表明,在所计算的范围内,非定常气动力的三元效应是不大的,可以应用相应的二元数值分析再沿截面积分(即准三元方法)来进行非定常气动力计算。     

活塞理论气动力静压修正方法及其在曲壁板颤振分析中的应用

提出了一种采用计算流体力学(CFD)计算的压力分布对活塞理论气动力进行静压修正的方法,将该方法应用到曲壁板的静气动弹性变形及颤振稳定性分析中,并与采用曲率修正活塞理论气动力的计算结果进行了对比.分析结果表明,采用本文提出的活塞理论气动力静压修正方法进行曲壁板的气动弹性分析,在圆柱曲壁板曲率较小的情况下,与采用曲率修正活塞理论气动力方法得到的静气动弹性变形、稳定性边界差别不大;而在曲率较大时,采用本文方法计算得到的曲壁板静气动弹性变形,其曲壁板靠近前缘部分被压的更低,而曲壁板的颤振稳定性边界更小,且这种差别随着圆柱曲壁板曲率的增加而不断增大.该方法突破了曲率修正活塞理论的小曲率限制,扩大了活塞理论气动力在曲壁板颤振分析中的适用范围.     

基于当地流活塞理论的翼-身组合体飞行器大攻角超声速颤振分析

基于当地流活塞理论推导了旋成体机身和任意外形三维机翼非定常气动力计算公式,结合CFD数值仿真,将当地流活塞理论推广用于复杂外形飞行器全机大攻角超声速颤振计算。以翼-身组合体面对称外形飞行器为例,进行带攻角的超声速颤振计算,并与非定常气动力采用CFD全数值仿真求解得到的颤振计算结果比较,验证了本文方法的正确性和效率。     

带控制舵弹体气动特性分析

本文用数值模拟方法研究了带控制舵弹体的气动特性。该问题外形复杂，在控制舵和弹身之间会出现明显的缝隙。为了解决此类外形的气动力计算问题，我们发展了结构网格和非结构网格的混合网格技术。这样一方面充分发挥了贴体结构网格质量好、效率高的优点，另一方面充分发挥了非结构网格几何灵活性好、易于模拟复杂外形的优点。数值计算与风洞实验相当吻合，说明本方法具有良好的精度。最后对两种外形进行大量计算并进行气动特性分析，给出了静稳定特性和配平特性的研究结果。     

基于嵌套网格的内埋物单侧投放影响研究

内埋物投放分离技术是新一代飞行器研制的关键技术之一。首先，基于动态嵌套非结构网格耦合求解流场非定常N-S方程和刚体动力学方程，实现了内埋物投放的精确模拟；然后，研究载机不同飞行姿态对内埋舱内左侧无挂载、仅右侧挂弹投放过程的影响。研究结果表明：正迎角工况对弹体投放分离影响较小，负迎角工况将引起弹体有较大的反方向的横向运动和偏航；负侧滑工况对弹体投放影响较小，正的小侧滑角工况下，在投放分离过程中弹体气动力和气动力矩存在较强的脉动变化；随着侧滑角进一步增大，弹体气动特性的脉动变化减小。     

Simulink中倾转旋翼机飞行力学模型研究

在Simulink环境中建立了功能健全的倾转旋翼飞行力学模型。该模型包含了旋翼、机翼、机身、尾翼等部件气动力模块与操纵机构模块,其中旋翼气动力的计算采取了准定常叶素理论和均匀入流假设,而机翼、机身、尾翼等部件气动力的计算则采用了升力线理论,并考虑了旋翼尾流的影响。最后,以XV-15为样机进行了配平和特征根的计算,并将计算结果与GTRS模型结果进行了对比,验证了该建模方法的有效性。