耦合六自由度运动弹性飞机阵风响应数值模拟

耦合飞机刚体六自由度运动,考虑飞机结构气动弹性变形,基于全湍流Navier—Stokes方程流场数值模拟方法．建立了离散阵风作用下弹性飞行器气动载荷与飞行姿态响应的数值模拟技术。其中模态空间中结构动力学方程以及六自由度运动方程分别采用四阶R—K进行时间推进求解,采用RadialBasicFunction（RBF）技术进行气动／结构数据耦合。对应飞机姿态以及弹性变形采用RBF与TFI组合模式的动网格方法进行网格更新;以飞翼布局弹性飞机为数值研究对象,研究了离散阵风作用下飞行器的气动载荷响应以及飞行姿态的变化,对比分析了刚性飞行器与弹性飞行器对离散阵风响应的区别,为进一步系统地分析真实飞机飞行品质提供数值平台。     

基于速度分裂法的翼型阵风响应及减缓数值模拟

国内现阶段飞行器阵风响应CFD模拟通常采用网格速度法（FVM）,而近年提出的更为准确的速度分裂法（SVM）目前主要针对刚性飞行器阵风响应分析。本文将SVM拓展至弹性翼型的One-Minus-Cosine阵风响应计算和减缓研究。基于动态网格系统非定常Navier-Stokes方程,将阵风条件下的速度场分解为阵风速度与背景速度的叠加,理论推导出SVM阵风模拟控制方程,结果表明,FVM是SVM忽略源项后的一种近似方法。进一步建立起弹性翼型阵风响应预测的CFD/CSD时域耦合算法和基于俯仰控制的阵风响应减缓数值模拟方法。算例分析了NACA0012刚性及弹性翼型的One-Minus-Cosine阵风响应,计算结果与文献数据一致,在此基础上分析了阵风尺度、黏性和结构弹性对阵风响应的影响。开展了NACA64A010弹性翼型One-Minus-Cosine阵风减缓模拟,结果表明：单一的沉浮速度控制输入量更有利于减缓阵风载荷峰值,而沉浮速度、俯仰角相结合的控制输入量则能同时减缓翼型的沉浮和俯仰运动。本文工作可为三维飞行器阵风响应和减缓研究提供参考。     

阵风载荷减缓系统故障分析

阵风引起的额外载荷会引起飞机结构疲劳,降低结构使用寿命。采用非定常气动力有理函数拟合方法建立时域状态空间下的动力学系统,设计了阵风载荷减缓系统。研究了阵风载荷减缓系统3种典型故障模式(副翼偏转饱和、舵机卡死、副翼偏转延时)的力学建模方法,并对机翼在阵风减缓系统故障模式下的阵风响应进行分析。仿真结果表明,3种故障模式均不利于阵风载荷减缓系统对阵风载荷的减缓,对于一些特定情况,故障模式下的阵风载荷减缓系统不仅不能减缓阵风载荷,还会带来由副翼偏转不当引起的额外负载。     

飞行器阵风响应的CFD-6DOF仿真分析

飞行器在大气中飞行,不可避免地受到阵风的影响。阵风所附加的气动载荷引发飞行器飞行状态的改变,过大幅值的阵风影响飞行的性能与安全。针对这种状况,首先采用改进的Lamb-Ossen涡模型,建立尾涡形式的阵风场;然后采用基于CFD技术的非定常N-S方程求解,并在计算网格中引入"网格速度"来模拟阵风,对SWIM(Subsonic Wall Interference Model)尾涡中的定常气动特性进行验证;最后通过CFD-6DOF的耦合,对SWIM俯冲穿越尾涡场的飞行轨迹进行研究。结果表明:计算结果与实验值符合较好;SWIM在尾涡中飞行时出现抖动、下沉、改变飞行状态、剧烈翻转的现象,与实际飞行器进入尾涡中的轨迹特性类似。     

耦合滑流太阳能无人机阵风响应特性研究

针对太阳能无人机因追求极致的飞行效率,使得翼载荷越来越小、导致突风敏感的问题,采用多重参考坐标系法和网格速度法,对时变风场中耦合螺旋桨滑流影响的低雷诺数菱形翼布局太阳能无人机阵风响应特性进行了研究。首先,对多重参考坐标系法、网格速度法及低雷诺数数值模拟法进行了数值验证;接着,对菱形翼布局太阳能无人机时变风场中三个不同迎角下有无动力构型的阵风响应进行了数值模拟。研究表明:带动力构型升力系数阵风响应增量在各个迎角下均大于干净构型;随着阵风干扰幅值的增大,机翼的有效迎角逐步增大,带动力构型螺旋桨滑流影响逐步增强,桨后层流分离泡逐步消失;在滑流下洗区域,前缘负压力峰值逐步消失,上洗区域最大压力系数幅值相比干净构型大幅增加。     

临近空间太阳能飞行器横航向稳定性

临近空间太阳能飞行器的横航向气动导数和质量特性与常规飞行器存在显著差异,其横航向模态具有不同于常规飞行器的特点。理论分析表明,临近空间太阳能飞行器滚转交感动导数较大,偏航阻尼动导数较小,导致螺旋模态发散;航向气动阻尼力矩和惯性力矩之比较大,因而荷兰滚模态阻尼比较大。为解决常规线性化动力学模型无法体现风场影响的问题,以地速在机体坐标系中的投影作为状态变量,建立了考虑风场影响、适用于地速为0 m/s状态的线性化横航向动力学模型。利用此模型分析了临近空间太阳能飞行器在水平风和垂直风中的横航向稳定性。分析结果表明,稳定风场对横航向模态特征根无影响,但会导致横航向模态特征矢量发生改变。建立的动力学模型可用于此类飞行器的动力学分析和仿真。     

临近空间太阳能无人机结构设计

临近空间飞行器的发展和应用将可能对未来整个作战体系和作战思维产生重大而深远的影响。临近空间环境的复杂性决定了临近空间飞行器的研制具有高难度性,存在诸多技术难题。考虑现有的应用需求和技术基础,针对临近空间飞行器的先进概念进行研究,提出具有技术发展可行性的临近空间飞行器的概念和方案,重点开展超高空长航时无人机的研究。采用可再生能源系统(太阳能),满足长达数月的抗风驻留飞行和机动,为持久驻留低速临近空间飞行器研制奠定技术基础。研究提出一种临近空间太阳能无人机设计方案,并对方案进行详细设计,包括总体设计、气动分析、结构设计、强度分析和天地往返设计,文章详细介绍结构设计部分。结构设计采用复合材料,在满足强度要求的前提条件下最大限度地减轻重量。研究表明:采用高比强度和比刚度的轻质复合材料能在满足强度要求的前提下减轻结构重量。     

太阳能无人机能源系统的关键技术与发展趋势

作为探索临近空间领域的新兴飞行器，太阳能无人机（SUAV）在性能、技术及任务航时均呈现出不同于传统飞行器的新特点。其中，太阳能无人机能源系统的比能量、比功率是影响飞机整体性能的核心因素。因此，本文首先对太阳能无人机的太阳电池、储能电池的发展现状进行了阐述，然后针对能量获取多元化、能源系统管理高效化、能源载荷一体化方向对太阳能无人机能源系统的未来发展趋势进行了展望。     

临近空间飞行器信息系统一体化载荷平台

介绍了临近空间日趋受到各国的关注和研究、临近空间的概念以及临近空间飞行器的概况。从高超声速临近空间飞行器设计层面分析了临近空间飞行器信息系统多任务需求和现有设计的矛盾,指出研究临近空间飞行器一体化综合电子系统信号交链和多任务一体化协同技术是解决此矛盾的有效途径。通过对临近空间飞行器信息系统一体化载荷平台的研究,构建了采用冗余备份技术的包括信号处理模块、控制模块的统一开放的柔性系统平台架构。     

弹性飞机空投载荷设计技术

飞机进行货物空投是进行飞行载荷设计时所需考虑的机动之一,现有的空投载荷设计方法主要是基于刚体飞机运动方程建立的,尚不能解决弹性飞机遭遇阵风时的货物空投载荷设计问题。为了提高空投载荷设计精度,考虑了飞机的弹性振动自由度,提出了弹性飞机遭遇阵风时的货物空投动响应和结构载荷分析方法。对弹性飞机空投动响应分析的主要难点为线性时变系统的动力学建模:基于稳定基底法,推导了弹性飞机货物空投动响应一般运动方程;采用最小状态(MS)法对频域气动力进行有理函数拟合;利用混合建模方法对时域离散阵风激励进行计算。对弹性飞机单件重装货物空投进行了仿真,重点分析了货物对载机地板的作用力和机翼的受载。仿真结果表明,本文提出的弹性飞机货物空投动响应分析方法可以很好地反映飞机的空投受载情况,能够作为弹性飞机空投载荷设计的手段。     

Aeroelastic dynamic response of elastic aircraft with consideration of two-dimensional discrete gust excitation

Design loads generally require a one-dimensional discrete gust profile without consideration of the spanwise effect, and this profile cannot represent the true gust field exactly. For a high aspect ratio aircraft, two-dimensional gusts may cause critical load conditions, and approaches for calculating dynamic responses under two-dimensional discrete gust excitation are rarely presented. In this paper, a spanwise non-uniform vertical discrete gust field is established based on a one-dimensional ‘1-cos’ gust profile in reference to a DARPA proposal, while frequency and hybrid approaches to the dynamic response analysis of flexible aircraft under this two-dimensional gust excitation are presented. Solution techniques have been applied to a high aspect ratio aircraft to assess the different response characteristics with a comparison between one-dimensional and two-dimensional discrete gust field conditions. The results show that the two-dimensional discrete gust model produces a higher bending moment than that of the one-dimensional condition. Therefore, the critical load conditions that are derived from the two-dimensional discrete gust for high aspect ratio aircraft should be seriously considered. According to the analysis, an active control scheme to alleviate the bending loads caused by the two-dimensional gust is designed, and alleviation effects in different gust conditions are compared.     

突风气象条件下电动飞机电推进系统 PI控制参数的设定方法

电动飞机电推进系统采用高效永磁同步电机作为主驱动,配备矢量控制器。飞机在巡航过程中不可避免地会遭遇突风,影响飞机的稳定飞行。通过建立电动飞机在巡航阶段遭遇突风时的空气动力学模型和电推进系统的动态响应数学模型,并对模型进行求解,给出了突风气象条件下电推进系统速度PI控制参数的设定方法。以某双座电动飞机的电推进系统为研究对象,采用MATLAB仿真和样机地面试验对速度PI控制进行了仿真分析和试验测试,对比了未考虑和考虑突风气象条件下的速度PI控制器的动态特性。仿真和样机试验结果表明:当飞机遭遇突风时,采用考虑突风气象条件的速度PI控制参数可以有效地降低螺旋桨的转速波动范围。     

飞机地面滑行随机振动分析

 采用功率谱方法,讨论了飞机4自由度简化模型的地面滑行动态响应问题,并对前、主起落架油-气式缓冲系统的非线性特性进行线化处理,推导了解决此问题的解析方法,算例的计算结果与文献相符很好。     

FL-13风洞突风发生装置研究

为在 FL-13风洞中开展飞机全模突风响应试验研究,建立研究所需的突风发生装置,进行了突风发生装置的研究。研究中,从大飞机突风试验需求出发,确定了装置的技术指标,通过数值模拟计算,固化了装置技术指标;通过引导性试验和总体方案对比,选定了单电机驱动双飞轮及曲柄连杆方案;通过动力学分析、结构设计与有限元分析、模态分析和疲劳分析,解决了装置共振、刚度增加困难和安装空间受限等问题;通过装置调试与突风流场考核结果表明,研制的 FL-13风洞突风响应试验装置实现了在来流40 m／s 的风速范围内按正弦规律变化产生突风,模型中心处最大突风振幅达到9 m／s。突风流场的成功模拟,标志着 FL-13风洞具备了开展大展弦比飞机突风响应影响试验研究的能力。     

大后掠机翼翼尖导弹动力响应空测与数据分析

 <正> 大后掠机翼翼尖挂导弹对外界干扰的动力响应很灵敏,这种干扰主要来自随机不稳定气流或各种突加载荷。为保证安全和防止导弹失控,摸清其响应值非常必要;除理论计算外,对可能遇到的不平稳气流和突加载荷在翼尖导弹上的动力响应进行了空测,并用频谱分析和功率谱密度分析处理了空测数据,制订了翼尖导弹振动与冲击试验谱,进行了地面试验与空中打靶试验,获得了满意结果。     

大型水陆两栖飞机突风响应特性的程序化设计

现代飞机设计过程中,要考虑飞机遭遇突风时不同部位的动态突风载荷特性.根据大型水陆两栖飞机的设计要求,制订离散突风和连续紊流的分析流程,研究离散突风和连续紊流响应特性的程序化设计方法,并计算飞机各部位的单值载荷包线和组合载荷包线.程序化设计结果表明,大型水陆两栖飞机遭遇突风或紊流时,机体动态载荷量级与静载荷相当,且设计效率大大提高.研究结果为大型水陆两栖飞机的突风载荷设计提供了依据.     

VTOL Aircraft Control Output Tracking Sensitivity Design

A method is presented for reducing trajectory sensitivity and achieving robust asymptotic tracking for linear feedback systems when there are parameter perturbations and disturbance inputs. The controller consists of a servocompensator containing the modes of the reference signals and disturbance inputs, a stabilizing feedback loop, and a feedforward compensator. Application of the method to the design of a vertical takeoff and landing (VTOL) aircraft flight control system is discussed. The use of a precompensator allows performance maneuvers such that the aircraft tracks desired trajectories and the feedforward and feedback signals aid in reducing the trajectory sensitivity to variations of parameters due to change in airspeed and to wind gust. Simulation results are presented to show the robust tracking, disturbance rejection, and sensitivity reduction capabilities of the flight control system.     

柔性翼微型飞行器垂直阵风响应特性的实验研究

微型飞行器因其体积小、重量轻、使用灵活、成本低,广泛应用于军民领域的侦查、通讯、搜救等领域。在制约微型飞行器发展的诸多因素中,阵风对微型飞行器的稳定、安全飞行影响很大。在南京航空航天大学非定常风洞内,研制了一套垂直阵风装置,进行了垂直阵风的流场测试。设计制作了一种柔性翼微7型飞行器,并制作了刚性翼与其对比,在国内首次进行了微型飞行器垂直阵风实验。结果表明：柔性翼能够提高微型飞行器的失速迎角,且具有更好的纵向稳定性,有一定的垂直阵风缓和能力,有利于安全、稳定飞行。     

弹性飞机在不平的跑道上起飞和着陆的数字模拟

本文研究了用Kane方程来建立包括起落架机构的弹性飞机系统动力方程的方法。给出了跑道表面的两种计算模型。然后,讨论了弹性飞机在起飞和着陆过程中的姿态、速度、加速度和动载荷的数字模拟方法,计及起落架诸大构件的惯性力和惯性力矩对飞机系统运动的影响。作为一个简单的例子,本文模拟了KC-135飞机的对称起飞和着陆。