积冰对飞机操纵性的影响与仿真

采用积冰程度参数描述积冰对飞机气动参数的影响;将积冰程度参数引入飞机六自由度非线性动力学模型,建立了随积冰严重程度而变化的时变飞机仿真模型,并以此为基础设计了高度保持模式和滚转角保持模式两种飞机自动驾驶闭环仿真系统.通过与飞行试验数据对比,验证了仿真模型的正确性.在一定的飞行条件和积冰遭遇情况下,对开环和闭环飞机的飞行进行了仿真计算和分析.仿真结果表明:积冰对飞机的配平特性、响应特性以及自动驾驶性能均造成不良的影响,对飞行安全构成了一定的威胁.     

积冰对飞机纵向操稳特性的量化影响

提出了一种根据气象条件、飞机特征、飞行条件预测积冰对飞机飞行动力学特性影响的估算方法.采用热力学平衡分析方法完成了积冰增长过程的数学描述,利用逐步线性回归方法建立了结冰飞机的气动模型,计算得到了结冰飞机的气动参数,计算结果与试验结果吻合较好,表明这种方法具有一定的工程实用性.并在此基础上研究了不同部位积冰对飞机纵向操稳特性的影响,通过数值仿真计算得出,结冰飞机气动特性的急剧恶化会导致其纵向操稳特性显著降低,严重时会危及其飞行安全.      

机翼前缘积冰对大飞机操稳特性的影响

机翼结冰影响飞机的操稳特性和飞行性能,对飞行安全造成危害。基于实验数据构建了典型的不同结冰严重程度的机翼前缘积冰冰形,采用高精度数值模拟方法得到背景飞机机翼前缘积冰的气动数据,建立了飞机六自由度非线性动力学模型,在此基础上设计了俯仰角保持、滚转角保持及高度保持模式的自动驾驶仪闭环仿真系统。通过开环仿真,分析了不同程度积冰对飞机配平特性、纵向长短周期模态及横航向模态的影响,比较了不同程度积冰情形下飞机动态响应的差异。通过闭环仿真,研究了积冰对3种模式下自动驾驶性能的影响。仿真结果表明:积冰对飞机配平特性、模态特性及开环动态响应特性均会造成一定的不良影响,威胁飞行安全。      

直升机旋翼积冰的数值模拟

为研究直升机旋翼桨叶积冰问题,通过对积冰形成机理和直升机飞行原理的分析,建立了基于CFD(Computational Fluid Dynamics)技术的直升机旋翼桨叶结冰预测的理论模型;采用欧拉法求解水滴控制方程,在经典Messinger模型的基础上提出了积冰表面质能平衡的改进模型;以UH-60型直升机和CH-47型直升机为样机,具体分析了积冰条件下直升机桨叶冰形预测的方法,为进一步研究直升机结冰后的飞行动力学问题及防除冰系统的设计奠定了基础,对提高直升机飞行安全性具有积极意义.     

采用欧拉两相流法对翼型表面霜冰的数值模拟

基于欧拉两相流理论提出一种翼型表面霜冰的数值模拟方法.采用同位网格上的SIMPLE (Semi-Implicit Method for Pressure Linked Equations) 算法求解空气控制方程;提出一种可穿透型壁面边界模拟水滴对翼型表面的撞击,通过求解过冷水滴的控制方程得到翼型表面的水滴收集特性;利用冰层时间推进法模拟积冰过程,使用积冰法向生长假设生成积冰外形.对NACA 0012翼型在0°和4°迎角下的积冰情况进行了研究,冰形预测结果与实验结果一致.通过对结冰翼面的压力分布进行分析,表明积冰对翼型气动性能会产生不利影响.     

高空风对大型客机航线性能的量化影响

高空风会影响大型客机航线飞行的油耗和飞行时间。本文提出了一种计算高空风对航线性能量化影响的方法,并分析了高空风对航线性能的量化影响。建立了有风条件下飞机的飞行仿真模型,提出了针对飞机航线飞行的驾驶员建模方法,基于"驾驶员-飞机"闭环数字虚拟飞行仿真方法,提出了一种计算高空风条件下飞机航线性能的方法。对算例飞机在典型航线下的油耗、飞行距离、飞行时间进行了计算与分析。结果表明:在飞行距离相同时,顺风可以减少飞机的航线飞行时间并降低油耗,逆风会增加飞机的航线飞行时间并增加油耗;由于高空风的影响,部分航线往返飞行时,油耗和飞行时间相差较大;对于部分远程航线,由于高空风的影响,为满足最大起飞重量限制,飞机需要减小商载以装载更多燃油,确保能够飞抵目的机场。     

喷气飞机等高度飞行的航程与航时计算

当燃油消耗率的推力系数为常数时,运用解析方法给出了分别要求远航、久航性能时最佳巡航状态(飞机姿态、速度)的计算方法,并给出了飞机采取等姿态或等速度飞行策略下的航程与航时计算方法.结论是,为得到远航性能要求飞机采取变姿态、变速度飞行策略,为得到久航性能要求飞机采取等姿态、变速度的飞行策略.通过算例表明,只要选取的飞行参数接近最佳飞行状态,当采取等姿态、变速度飞行策略时,也能得到接近最佳远航的航程.当燃油消耗率的推力系数不为常数时,也对上述问题进行了研究,并给出了主要计算过程.      

基于润滑理论的二维积冰数值模拟

将基于润滑理论的水膜-冰层模型推广到在任意二维截面上建立的正交曲线坐标系,得到描述二维型线表面水膜流动和积冰的偏微分控制方程.采用一种隐式-显式有限差分格式建立控制方程组的代数形式,给出求解非稳态控制方程组的数值方法.为验证模型和数值解法的有效性,在典型的航空积冰和传输线积冰环境下对翼型和传输线表面的积冰算例进行数值模拟.将水膜-冰层模型的冰形计算结果与传统Messinger模型的模拟结果以及冰风洞试验结果进行对比,低温明冰条件下采用当前方法计算的翼型表面冰形接近于Messinger模型的模拟冰形曲线;相对高温条件下的计算结果比传统Messinger模型更为精确.低速积冰环境下Messinger模型难以模拟的传输线表面积冰同样可以采用水膜-冰层模型进行有效 预测.     

多段翼积冰的数值模拟及防冰预测

为研究飞行器翼面积冰预测问题,通过对积冰形成机理的分析,提出了基于经典Messinger模型的积冰表面传质传热的改进模型;通过引入对多段翼空气流场的插值计算,建立了多段翼翼面积冰预测模型;考虑防冰系统向翼面控制体带入的等效热功率,提出了防冰条件下的积冰预测方法.通过对算例的分析对比,数值模拟计算结果与实验数据基本吻合,表明本文提出的结冰计算模型合理,能够用来进行积冰预测分析,为进一步研究翼面结冰后的飞行动力学问题及防除冰系统的设计奠定了基础.      

预腐蚀条件下多裂纹结构的概率损伤容限评定

为了对恶劣停放环境下的飞机结构进行可靠性分析,利用Wei-Landes线性假设建立预腐蚀条件下的单裂纹扩展随机模型,结合含多裂纹结构的裂纹扩展随机模型,建立了预腐蚀条件下含多裂纹结构的概率损伤容限评定方法.运用于结构的可靠性评定,给出了寿命-可靠度曲线.通过对不同飞行使用强度下的可靠度曲线的比较,得出了飞行使用强度与预腐蚀对裂纹扩展寿命的影响关系.      

碟形升力体飞行器气动特性

碟形升力体飞行器采用了翼身融合的小展弦比气动布局.利用重心前移方式解决了横向稳定性问题,其效果在模型试飞实验中得到了验证.由于展弦比小而导致诱导阻力较大,为减小诱导阻力,在风洞中对一种后掠鱼鳍形小翼进行了吹风试验.模型安装翼尖小翼后,风洞测量其最大升阻比在30m/s风速下提高了70%.在试飞模型中验证了这种小翼不仅可以增大载重量而且增强了横向稳定性.为进一步了解碟形升力体飞行器的气动特性,利用数值方法对升力体流场进行了模拟研究.数值结果显示,由于展弦比小,升力体翼尖处诱导旋涡对升力体的气动特性影响较大.     

双三角翼飞机气动力工程计算研究

 双三角机翼比三角机翼气动布局具有更优越的升阻特性.飞机空气动力的工程计算是用数值方法寻求飞机最优设计方案的基础.采用基于面积比思想的半经验工程算法计算了双三角翼飞机的升力系数曲线斜率、零升阻力系数和诱导阻力因子.结果经风洞试验数据校验,精度完全能满足飞机方案设计要求.算法在某改型飞机方案设计中得到了成功的应用.     

倾转旋翼机巡航状态旋翼滑流影响

倾转旋翼机由于需要兼顾垂直起降和高速平飞2种典型工况下的动力需求，采用大直径旋翼作为推进装置会使机翼大部分处于旋翼滑流区内，这与常规螺旋桨飞机存在较大差异。为评估不同数值计算方法并研究旋翼滑流对倾转旋翼机气动特性的影响，针对选取两叶旋翼的某倾转旋翼机方案，利用激励盘模型、多参考系（MRF）模型、滑移网格模型分别进行了巡航状态下旋翼滑流对全机气动特性影响的数值模拟研究。结果表明:相对于无滑流状态，滑流定常影响使全机阻力增大，最大升阻比降低了7.5%，尾翼产生的升力增大，纵向静稳定度增加了17.1%，全机低头力矩增大；当迎角较小时，滑流虽然改变了机翼表面的升力分布，但是全机升力变化不大；滑流非定常影响会使全机气动特性产生周期性波动，升力系数波动幅度为9.0%，阻力系数波动幅度为10.8%，并且随着迎角的增大，波动幅度也越大。      

高升阻比乘波体外形设计及气动特性计算研究

采用数值模拟方法研究在设计点(马赫数6,迎角0°)锥导乘波体气动外形的设计方法及其基本气动特性,以及在非设计点时该乘波体的气动特性,即各个气动系数随迎角和马赫数的变化特性.研究表明:基于无粘锥形流的乘波体气动外形的反设计方法是成功的;在设计点附近选取合适的半基准圆锥激波角并考虑粘性影响时,可得到乘波体最大升阻比为3.36;给出了采用这一布局的单级入轨运载器的可行的飞行控制方案;分析提出了进一步提高该乘波体气动布局升阻比的有效途径.      

双尾撑布局弹性飞机配平诱导阻力分析与优化

基于能量方法推导了弹性飞机静气弹配平方程,提出了用定常涡格法结合Trefftz平面理论与阻力计算经验公式来求解弹性飞机定直平飞配平状态诱导阻力与配平阻力的分析思路,建立了通过机翼几何扭转角优化配置减小全机诱导阻力的分析方法.以某双尾撑无人机为例进行研究,分析发现尾撑纵向弯曲刚度对该布局飞机的全机诱导阻力、升降舵配平舵偏型阻及全机阻力等参数有重要影响.优化分析结果表明:通过机翼扭转角的合理优化,可使全机展向升力分布形式更接近于椭圆分布,进而有效减小全机诱导阻力,且对其他阻力分量也有一定的减缓效果.     

鸭式旋翼/机翼飞行器转换末段气动特性

采用数值模拟方法研究鸭式旋翼/机翼(CRW,Canard Rotor/Wing)飞行器在转换过程末段,旋翼转速极低时全机气动特性变化规律及其产生原因.给出了旋翼旋转一周时,全机气动力、气动力矩、焦点位置变化规律,对此布局形式,转换过程末段全机升力、阻力变化幅度可达10.7%,3.7%,焦点可移动0.6 m.研究显示:旋翼处于前后不对称流场及旋翼处于不同方位角时对机体的不对称干扰是气动力与气动力矩变化原因,旋翼与平尾升力线斜率变化、旋翼自身焦点位置变化导致了全机焦点移动.      

气动力计算的积分技术讨论

讨论了"尾迹面积分法"的气动力计算方法及其改进技术.基于欧拉方程求解流场,通过对飞行器以外的一个控制体采用动量定理而得,是传统远场积分法的改进.在飞行器所在流场的下游一垂直于来流速度的截面上进行积分计算,得到升力、诱导阻力、激波阻力和总阻力.这种方法的优点是有利于外形复杂物体的气动力积分计算,并可将总阻力按产生的物理机理进行分解,以使设计师对飞行器的气动特点有更为明确的了解.详细讨论了影响这种方法计算精度和效率的多种因素及解决途径.各种数值模拟结果证明了该方法和改进技术的正确性和实用性.