倾转旋翼机飞行力学特性

总结和分析了旋翼、机翼、机身、短舱和尾翼气动力模型和操纵机构特点,其中旋翼气动力模型以准定常叶素理论为基础,机翼和尾翼气动力模型以升力线理论为基础,并分析了旋翼尾流对机翼气动力气动干扰问题;建立了全量非线性倾转旋翼机飞行力学模型;以XV-15为样机,对倾转旋翼机在不同飞行模式和飞行速度下飞行力学特性展开了详细研究,得到的结论有助于深入了解倾转旋翼机飞行力学特性,也可用于倾转旋翼机飞行控制系统设计.      

飞机全动平尾颤振特性风洞试验

高机动飞机全动平尾颤振设计的重要手段就是颤振模型风洞试验。针对一个飞机的全动平尾,采用了单独平尾和中央固支的后机身-平尾组合体两种方案的低速颤振风洞试验,研究平尾的基本颤振耦合机理以及后机身垂尾气动力干扰的影响。然后采用半模跨声速颤振风洞试验研究马赫数对颤振特性的影响和机翼干扰对平尾颤振边界的影响。介绍了低、高速颤振模型的设计和风洞试验的结果,并综合形成了完整的平尾颤振特性规律,尤其在跨声速颤振风洞试验中,使用不同超重系数的颤振模型,研究了质量参数对颤振边界的影响规律。风洞试验结果显示,全动平尾颤振特性研究必须考虑后机身的弹性支持,并且需要使用不同的模型方案考虑机身、机翼和垂尾的气动力干扰,跨声速风洞模型需要考虑超重系数的影响。该研究获得了全动平尾颤振特性的一般规律,可作为相关飞行器设计的参考。     

倾转旋翼飞行器飞行力学模型研究

对倾转旋翼飞行器飞行力学模型的建立进行了理论研究.其中旋翼的气动模型,使用了非定常叶素理论,而对于机翼、尾翼和机身的气动力计算则采用了成熟的升力线理论模型.对于气动干扰的问题,则主要是考虑了机翼与旋翼的气动干扰.最后对算例飞行器不同模式下的飞行状态进行了飞行特性计算,验证了所建模型的合理性.     

旋转机翼对CRW飞机气动特性影响的动态试验研究

鸭式旋翼/机翼（CRW）飞机是一种新型复合升力飞机。旋转机翼的焦点位置、迎风面积随旋转机翼方位角剧烈变化,同时旋转机翼气动力受前机身上洗流影响明显,综合影响使得旋转机翼在旋转状态下全机气动特性随旋转机翼方位角剧烈变化。通过风洞试验对纵向气动特性进行了研究,结果表明：旋转机翼的升阻特性变化对全机升阻及俯仰特性的影响以振荡的形式表现,频率为旋转机翼的旋转频率,幅值都在固定翼状态稳态值的5%以上。     

伸缩机翼变体飞机气动布局初步研究

针对侦察-打击一体化飞机的性能需求,提出了一种伸缩机翼变体飞机气动布局概念方案,采用气动力计算、风洞试验、缩比飞行模型研究等手段,对其机翼展开与收缩等不同状态的气动特性进行了分析,验证了机翼展开状态升阻比高、续航时间长和机翼收缩状态阻力小、加速冲刺性能好的设计思想。研究结果表明,伸缩机翼变体飞机能够适应侦察-打击一体化飞机的需要,具有广阔的应用前景。     

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。     

Z型翼变体飞机的纵向多体动力学特性

机翼变形时,变体飞机的翼面积、惯性特性、全机焦点和重心位置等均会发生较大的变化,从而引起飞机的动态特性也随之改变。为此对机翼变形过程中的Z型翼变体飞机进行了纵向多体动力学建模仿真;推导了变形过程中变体飞机的六自由度非线性动力学方程,并通过简化得到了解耦后的纵向动力学方程。机翼折叠动态过程的气动特性数值模拟结果表明,不同折叠角速度下飞机的气动力相差不大。在机翼折叠角速度较小且忽略非定常气动效应的情况下,采用气动力准定常假设对变形过程中不同机翼折叠角速度下变体飞机的纵向响应进行了数值仿真,并研究了重心位置移动和气动特性变化对飞机变形过程动态特性的影响规律。结果表明,折叠过程中气动特性的变化是影响飞机动态特性的主要因素,机翼折叠后飞机的速度和迎角增加,且飞行高度下降较大。     

超声速机翼－尾翼组合体的非定常气动力边界元法

本文以Ｇｒｅｅｎ函数为基础的边界元，应用时间历程法，计算机翼－尾翼组合体的非定常气动性能。这为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一种有效和完善的计算方法。本文介绍的方法，特别适用于研究、分析各类飞行器非定常动态响应过程的数值计算，例如飞机对突风动态响应等。本文提供的三维机翼的超声速启动过程非定常气动力数值结果，与Ｌｏｍａｘ理论解作了比较，可以看到吻合得很好，说明本文所使用的方法是可行的。对于机翼－尾翼组合体的数值结果，则进一步提供了尾翼受到机翼的洗流影响过程。     

运动突风作用下机翼-机身-尾翼亚音速非定常气动力数值计算

 本文研究了亚音速机翼-机身-尾翼复杂平面形状在运动突风作用下非定常气动特性。采用有限基本解法,在不同入射方向和倾斜角下,对不同复杂平面形状的非定常气动力进行了计算,计算结果与实验数据也较接近。     

大型飞机高速气动力关键问题解决的技术手段及途径

大型飞机采用超临界机翼，并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点，其研制中必须解决好高升阻比机翼、翼身组合体设计，推进系统／机体一体化设计，抖振特性、静气动弹性特性预测及超临界机翼流动控制等高速气动力问题。要解决这些关键气动力问题，必须进行一系列相关的大型高速风洞试验，以及解决相应的试验技术问题。     

高机动性歼击机升阻特性研究

本文通过理论分析,工程估算和11000多次风洞试验,研究了后掠机翼、三角机翼和曲前缘机翼参数对歼击机升阻特性的影响,以及对改善高机动性歼击机升阻特性的各种气动力措施、增升装置、放宽静安定度等进行了系统研究。研究结果表明,中等展弦比、中等后掠角的切尖三角翼是一种较好的高机动性歼击机机翼。利用压缩飞机最大迎风面积和面积律修形降低跨、超音速零升阻力,利用机翼前缘扭转减小小迎角阻力,利用机动襟翼和机翼边条减小大迎角阻力,这样可使飞机在各种迎角情况下都具有最佳阻力。利用边条增大飞机升力。综合使用边条和机动襟翼降低抖振强度,提高抖振边界。从而全面满足了战术性能指标要求。     

来流迎角对T尾颤振影响试验研究

T型尾翼在结构和气动布局方面比较特殊,这种结构布局通常使得垂尾的弯曲频率和扭转频率非常接近,从而导致颤振速度过低使得颤振特性恶化。目前,颤振数值计算通常采用MSC.NASTRAN和ZAERO商用软件,但这些软件未考虑由于气动耦合等因素所带来的附加非定常气动力,本文以某型水陆两栖飞机T型尾翼为例,以模型风洞试验方式研究了其颤振特性和来流迎角对颤振的影响,试验得出不同来流迎角对T尾颤振速度影响的趋势曲线,为理论设计、数值分析和适航审查提供借鉴和指导。     

飞机结冰后非线性气动力建模及动态响应特性研究

当前结冰后的动力学仿真主要基于线性气动力模型及结冰影响模型进行,对于结冰后非线性气动力模型的研究较少,然而这对于飞机结冰后在大迎角等非线性区域的动力学分析极为重要.研究了飞机结冰后的非线性气动力模型,将结冰后线性气动力模型的估算方法扩展到非线性气动力模型上,并在结冰后大迎角区域风洞试验数据的基础之上,对失速及过失速区的气动参数变化进行修正.研究了飞机在不同升降舵脉冲信号作用下的动态响应.仿真结果表明,计算结果能够较好地反映飞机在结冰状态下的动力学特性,提出的非线性结冰影响模型能够为结冰条件下研究飞机失速及过失速区域的动力学特性提供理论支撑.     

亚音速复杂组合体表面压力分布及气动力特性数值计算方法

本文从亚音速小扰动位势方程出发,给出了计算任意复杂组合体表面压力分布和纵向气动力特性的基本解的数值计算方法。把全机表面划分成许多网格,在每个网格上布置基本解以模拟物体,用物面上没有法向气流穿透的边界条件决定基本解的未知强度,从而计算出物面压力系数,积分出总气动力特性。该方法适用于任意形状的机身及任意平面形状、任意厚度、弯度和扭转分布的机翼(尾翼),机翼(尾翼)可以带有两段后缘操纵面。为降低对电子计算机存贮量、速度和稳定时间的要求,本方法采用了机翼、机身、尾翼部件之间的循环迭代求解。     

不同部件对机翼摇滚特性影响的风洞试验研究

简要介绍了机翼摇滚低速风洞试验技术研究，对试验装置、试验方法、数据采集等进行了描述。重点讨论了不同部件对机翼摇滚特性影响的风洞试验研究结果，结果表明：机翼摇滚是不依赖于初始滚转角的滚摆现象，出现机翼摇滚现象的超始迎角在滚转阻尼导数反号处；飞机不同布局以及不同部件对机翼摇滚特性有显著影响。     

单通道窄体客机气动力设计技术分析

气动力设计是单通道窄体客机的重大关键技术,对飞机性能影响重大。初步梳理和简要分析窄体客机的气动力设计技术,主要方法是典型机型的实例研究和相关数据统计分析和对比,内容包括机翼气动力设计、增升装置、翼梢小翼、CFD技术应用等。机翼气动力设计分析部分首先概述设计重要性和要求;之后给出典型飞机机翼气动力设计实例及主要参数统计数据,包括翼型、平面形状、飞机性能参数等;列出机翼内段-翼根区域气动设计、短舱-吊挂-机翼一体化设计等设计研究课题并简析。增升装置部分首先分析设计难点和问题,之后统计分析波音737和A320各代机型的增升装置设计,包括前缘后缘增升装置类型和主要参数等。翼梢小翼部分给出融合式小翼、双羽小翼减阻数据和展向升力分布改善图。最后简要介绍了波音公司、空中客车公司和我国CFD技术发展应用情况。     

大型飞机气动设计

介绍了大型飞机气动设计中的机翼设计、机身设计、增升装置设计、小翼设计、尾翼设计、机翼机身整流设计、机翼发动机干扰设计中需注意的问题,着重介绍了机翼设计中的翼型设计部分.     

翼吊布局民机短舱位置气动影响

高涵道比发动机使得飞机/发动机近距耦合,造成气动力特性恶化。本文使用CFD方法对孤立通气短舱、某型民机机翼/机身组合体以及机翼/机身/短舱组合体构型进行黏性绕流数值模拟,分析流场特征,得出短舱安装干扰阻力水平;分别改变短舱安装的前伸量、下沉量、俯仰角、内撇角等参数,研究短舱不同在翼位置对高速巡航升阻特性的影响,支持短舱在翼位置气动优化。     

飞机机翼—外挂干扰颤振特性分析

分析了飞机机翼一外挂干扰颤振特性。在颤振特性分析中所需要的广义气动力是根据亚音速非定常升力面理论,采用马蹄涡一振荡压力偶极子格网法计算的。利用某型飞机全机带外挂物的地面共振试验结果,对飞机机翼一外挂干扰的颤振特性进行了分析研究。探讨了由于振动频率、颤振自由度、广义质量等参数的变化对机翼一外挂干扰颤振特性影响的一些特点。     

基于动态重叠网格方法的尾翼对螺旋桨滑流的影响

螺旋桨飞机产生的滑流会对其扫掠过的部件产生显著干扰，研究尾翼部件对滑流的影响有助于将滑流与尾翼的干扰进行解耦分解。采用动态重叠网格方法模拟螺旋桨定轴转动，通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程，数值模拟了某螺旋桨飞机带尾翼构型的有/无滑流状态，通过试验结果对计算方法的正确性进行了验证。在此基础上，分别开展了有/无尾翼构型的滑流计算，结果表明：扣除尾翼气动力后，有/无尾翼的升阻力变化规律基本一致，俯仰力矩由于机身后体修形不同呈线性平移关系；对比有/无尾翼空间切面的速度分布云图、不同空间位置和拉力系数下的下洗角和侧洗角变化曲线，发现尾翼对滑流的影响仅局限在其周围，不同拉力系数下尾翼的干扰规律也基本类似。通过研究认为，在飞机初期设计和选型阶段，螺旋桨滑流与尾翼的相互干扰，可简化为滑流单向对尾翼产生影响，尾翼对滑流的影响可以忽略。