基于刚性动网格技术的动导数数值模拟

基于刚性动网格技术,建立了俯仰动导数的非定常数值计算方法.首先使用小幅度强迫俯仰振荡方法求解俯仰组合动导数,然后利用小幅度强迫升沉振荡方法求解洗流时差导数,通过两者相减即可得到俯仰阻尼导数.利用国际动导数标准模型Finner导弹进行算例验证,计算得到的俯仰组合动导数与试验值误差为2.76%,洗流时差导数值约为俯仰阻尼导数的11.5%,与文献的结果一致.结论表明:动导数单独模拟方法具有较好的工程实用价值,且可以推广到横向以及航向的动导数数值模拟.      

飞行器大迎角下俯仰静、动导数的数值计算

 采用一种适用于非定常流动计算的逐次超松弛（SOR）时间推进方法耦合求解非定常Navier-Stokes方程和强迫运动方程,数值模拟了NACA0012翼型、弹道外形(HBS)和有翼导弹等飞行器在不同初始迎角下做强迫俯仰振荡的黏性动态流场,给出动态气动力及力矩系数的时间历程;采用积分法获得飞行器的静导数和动导数,将计算结果与实验结果及半经验理论预测方法进行比较并分析飞行器在大迎角下动态特性的非线性特征;计算结果与实验值相吻合,表明本文采用的非定常数值模拟方法在大迎角下能够较准确地模拟飞行器的动态特性,具有工程应用价值。     

超/高超声速飞行器动态稳定性导数极快速预测方法

飞行器设计早期阶段需要预测大量工况下的动导数。本文发展了一种面向超/高超声速飞行器的动导数极快速预测方法：首先基于当地流活塞理论，将飞行器进行小幅非定常运动所受到的气动力分为受自由来流引起的无附加扰动项以及受物面变形或运动引起的附加扰动项；通过当地表面斜度法、激波后等熵关系求解物面当地流动参数，进而结合非定常运动规律求出飞行器所受非定常气动力；再采用待定系数法对非定常气动力进行提取、辨识，最终得到超/高超声速飞行器动导数。该方法克服了传统方法对CFD流场参数的依赖和耦合，具有极高的计算效率；同时典型算例验证表明，该方法在超声速、高超声速工况下都能够很好预测动导数变化趋势。将该方法应用于复杂外形飞行器动导数预测，并讨论了与CFD方法的误差来源。本文方法可作为高速飞行器总体设计阶段布局选型的工具。     

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.     

某型导弹动导数风洞试验和数值模拟

动导数的精确预测对于弹箭类武器的成功研制至关重要。以某型导弹动态特性的研究为对象,在FD06风洞中采用自由振动法完成动态特性试验,获取该型导弹俯仰和滚转两个方向的典型振幅衰减曲线和动导数结果;针对该型导弹,基于双时间推进法数值求解非定常N-S方程和强迫运动方程,获取该型导弹俯仰动导数和滚转动导数。结果表明:CFD计算结果与风洞试验结果有较好的一致性;在给定马赫数和攻角下CFD数值模拟结果可以为后续工程型号研制提供参考。     

高超声速飞行器加速度导数数值模拟

在Etkin的非定常气动力模型基础上,采用非定常Navier-Stokes方程描述飞行器的非定常强迫沉浮振动流场,采用空间二阶精度的NND格式和"双时间"时间离散法进行数值求解,研究飞行器加速度导数的数值计算方法。并给出了返回舱外形和HBS(Hyper Ballistic Shape)标模外形的加速度导数、旋转导数和俯仰阻尼导数的计算结果及分析。     

基于CFD数值仿真技术的飞行器动导数计算

为了研究表征飞行器动态稳定特性的动导数,结合计算流体力学方法,基于滑移网格技术,采用小幅度强迫振动法和差分法两种非定常方法,推导了俯仰组合动导数以及滚转阻尼导数的计算表达式,并结合多参考系模型采用准定常方法计算滚转阻尼导数。建立了基于计算流体力学技术的飞行器动导数计算方法。对国际动导数标模Finner导弹进行了计算验证。两种非定常方法对俯仰组合动导数的计算误差分别为0.65%、6.13%,对滚转阻尼导数的计算误差分别为2.5%、0.06%。求解滚转阻尼的准定常方法对于滚转阻尼导数的计算误差为2.67%。三种方法的计算结果与风洞试验结果吻合的很好。非定常方法计算精度高,准定常方法可以快捷迅速得到结果。本文的数值方法不仅适用于超声速,同样可以用于亚、跨声速时的动导数计算。     

F12全机动态特性数值模拟

采用非定常正弦振荡和准定常旋转坐标系两种数值模拟方法,对F12全机模型三个攻角进行动态特性数值模拟,得到飞行器的纵向组合动导数和阻尼动导数,计算结果与试验数据对比具有良好的一致性,同时用无粘和粘性两种计算方程进行准定常旋转坐标系模拟,计算结果一致,表明两种数值模拟方法准确性高,计算速度快,可为设计提供快速可信的数据支持。     

基于CFD的带控制舵导弹的动导数计算

介绍了基于计算流体动力学(CFD)的阻尼导数预测方法以及其在复杂带控制舵导弹外形的俯仰/滚转阻尼导数预测中的应用.方法采用求解三维非定常ALE(arbitrary Lagrangian-Eulerian)形式RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程加湍流模型的方法得到模型强迫运动的气动力时间历程,再通过绕模型非定常运动过程得到的气动力迟滞曲线计算得到俯仰及滚转阻尼导数.为了验证采用数值方法的正确性,针对基本带翼导弹外形,采用强迫模型按正弦形式振动,计算得到了超声速范围内马赫数从1.5到2.5的俯仰及滚转稳定性参数,通过与风洞试验及弹道数据结果的比较发现,两者吻合较好.      

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。     

飞机平尾偏转对大迎角动态气动特性的影响

给出了 BJ-1背景机有不同平尾偏角时静态和大振幅俯仰振荡情况下的气动特性。根据风洞实验结果,采用基于三角剖分数据库建模的方法,计算了任意平尾偏角和任意振动频率时的背景机动态气动特性,与实验结果比较表明,提出的有平尾偏角的建模方法能提供任意舵偏时的全机气动特性。在非定常建模的基础上,采用动导数仿真,分析了不同平尾偏角时的动导数,结果表明,水平尾翼偏角主要对零动态阻尼所对应迎角有较大影响,随着舵偏角的增大,该迎角减小。     

非稳定动态过程非定常气动力建模

现有的大迎角非定常气动力建模方法，通常是以一个或多个频率的稳定振动试验数据来预测稳定滞环。然而，飞机快速机动如过失速机动的过程，不可能是持续的稳定振动，而是一个非稳定的动态过程。因此，这个过程中的气动力不会达到稳定滞环，而是始终处于进入滞环的初始非稳定过程中。基于振动理论分析得出，非定常气动力的动态响应过程存在非稳定和稳定两个阶段，传统建模方法着眼于稳定阶段，而飞机的真实机动过程在非稳定阶段。设计了一种适于非线性系统辨识的激励输入，并以最小二乘支持向量机（LS-SVM）方法为例，实现了在大迎角区幅值和频率范围内任意运动的非定常气动力建模。模型训练完成后，用来预测某机翼在不同基准状态下大迎角范围内做俯仰运动时的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数。结果表明，不仅稳定滞环实现了准确预测，进入滞环的初始非稳定过程也得到了准确预测；此外，基准状态对气动力在初始非稳定过程中的特性存在明显影响。进一步的验证还表明，基于稳定滞环数据只能预测到稳定滞环，无法预测进入滞环的非稳定过程。     

模型大迎角高速动态特性与数据精度分析

为满足新一代高机动飞机气动性能评估、控制系统精确设计与高机动作战指标实现的需求,模型高速风洞大迎角俯仰动态特性探索及其试验数据精度的确定势在必行,且具有十分重要的工程意义。选取70°三角翼模型、SDM和Su-27飞机模型,在FL-24风洞的大振幅俯仰动态试验技术平台上对动态气动特性与试验数据精度进行了研究,获取了70°三角翼模型、SDM和Su-27飞机模型动态气动特性与重复性试验结果。研究结果表明：试验条件下,3种模型的动态数据精度较高,基本达到了高速风洞大迎角常规测力试验数据的精度水平。     

民机极限飞行状态的动态气动力试验与建模

飞行失控是造成民机灾难性航空事故的重要因素,飞行失控中飞机难以避免超出正常飞行包线范围,进入具有复杂非线性和非定常动态气动特性的极限飞行状态。本文开展典型民机布局飞机极限飞行状态的动导数、大振幅试验,对大迎角动态气动力的参数影响规律以及非线性、非定常特性进行分析和建模。结果表明,在飞机失速到过失速区域,飞行姿态快速变化过程中动态气动力的非线性和非定常特征显著;在动导数试验和建模中,考虑运动角速率的影响,可以预示气动力非线性的迎角范围,并捕捉到关于飞机动稳定性演化的关键特征;利用Goman-Khrabrov状态空间模型结合大振幅试验,可以确定模型中表征非定常特征的关键时间常数,获得特定极限飞行状态运动中的非定常动态气动力特性。研究方法和结果为开展民机极限飞行状态的动态气动力风洞试验设计与建模提供了一个可行途径,能改进飞机飞行失控预防、极限状态改出、飞行模拟训练和飞行事故分析等。     

小迎角高超声速非旋转钝锥非线性运动分析

采用分段拟合技术对小迎角高超声速(马赫数Ma=6)非旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行了分析,获得了非旋转钝锥在小迎角高超声速下气动导数非线性的具体形式,分析了非旋转钝锥在小迎角下的非线性运动特点。研究发现在小迎角范围内钝锥的动导数系数均呈现明显的非线性,而静导数系数非线性较弱,可近似为线性。各组试验的静、动导数系数的非线性形式表明,除模型Ⅱ外的其余模型均为两方向振幅不同的极限圆锥运动,模型Ⅱ为极限平面运动。每组试验两个平面的静导数系数在小迎角范围内保持基本相等。而无论出现极限圆锥运动的四组试验还是出现极限平面运动的一组试验,模型在俯仰和偏航两个方向的动导数系数均存在较大差异。     

基于非线性试验气动力的飞机静气动弹性响应分析

分别使用线性和非线性静气动弹性分析方法,对某飞机纵向静气动弹性响应特性随飞行动压、攻角、平尾偏度和纵向过载变化的趋势进行了分析,并将分析结果和飞行试验进行了比较。线性方法的气动力计算使用亚音速偶极子格网法。非线性方法由风洞试验提供刚体气动力,并使用线性气动力影响系数矩阵对其进行弹性化处理。通过对两种方法的计算结果进行对比分析可以看出:①使用刚体试验气动力的非线性分析方法能够获得和飞行试验比较一致的结果;②在线性方法所提供的结果中,翼面的弯曲变形及剪力、弯矩和扭矩等部分参数能为初步设计提供大致参考,但气动力系数的弹性增量、翼面的扭转变形、翼面的剪力、弯矩和扭矩的弹性部分可能不能为型号设计提供正确的指导;③不论刚体气动力为线性还是非线性,气动力系数随动压变化的趋势均呈线性。     

翼型前缘变形对动态失速效应影响的数值计算

翼型或机翼的动态失速效应所引起的低头力矩和正气动阻尼限制了飞行器气动性能的提高,甚至可能诱导发生不稳定运动。应用于小尺寸机翼的前缘动态变形（DDLE）技术,通过实时改变前缘形状,能够改善翼型前缘区域的速度梯度,进而抑制动态失速效应。采用转捩剪切应力输运（SST）黏性模型结合分区混合动态网格技术,研究了这种前缘变形对机翼俯仰运动所引起的非定常流动的影响,得到通过小幅度前缘变形抑制和延迟动态失速的方法,从而提高翼型的气动性能。翼型NAC A0012的数值模拟结果与动态失速风洞试验结果比较表明：所使用的数值计算方法能够较为准确地模拟翼型在动态失速过程中升力系数与俯仰力矩系数的变化情况,可用于研究前缘变形对翼型俯仰运动所引起的非定常流动的影响。前缘动态变形翼型俯仰运动过程的非定常流场的数值模拟表明：在大迎角下不同幅度的前缘下垂运动能够抑制流动分离的发生,从而抑制动态失速,但在大迎角下小幅度高频率的前缘下垂变形能更高效地抑制动态失速;前缘变形幅度以及变形沿中弧线的分布对升力系数和俯仰力矩系数的影响并不明显。     

壁压法用于高速风洞大迎角实验力和力矩修正

 用改进的壁压法,对 Ma≤ 0 .9时飞机的大堵塞比模型、大迎角风洞实验数据进行了洞壁干扰修正计算。修正中考虑了洞壁干扰修正量分布不均匀的影响,初步解决了大迎角实验洞壁干扰修正中最困难的力矩修正问题。该方法可用于各种透气壁或实壁风洞     

基于绳系并联机器人支撑系统的SDM动导数试验可行性研究

详细给出了在低速风洞中,采用绳系并联机器人(WDPR)支撑模型,用强迫振荡法进行标准动态模型(SDM)动导数试验可行性的研究。试验中将杆式六分量应变天平内置入模型中以测量模型的气动力和气动力矩,建立了适用于绳系并联机器人支撑系统的模型运动控制子系统和数据采集子系统。采用绳拉力作为参考信号,对气动力矩信号与位姿信号进行数据的同步处理,解决了绳系并联机器人支撑系统应用于动导数试验时所测力矩信号与位姿信号之间的相位差确定问题,给出了WDPR支撑下模型动导数的计算方法。整个试验样机置于某开口式低速直流风洞中进行了俯仰、带偏航角的俯仰以及升沉的动导数试验,通过测量和计算得到各动导数。试验结果与参考文献相比较具有合理的一致性。研究结果表明,采用绳系并联机器人支撑模型进行动导数试验是可行的,至少对于SDM是这样的结果;使用一套绳系并联机器人支撑系统,可以完成多套硬式支撑系统才能完成的动导数试验,从而提高试验效率,降低试验成本。