某高超飞行器流道冷流特征及气动力特性研究

对一种类似于X-43A的吸气式高超声速一体化构形全流道开展了风洞实验和数值模拟研究,分析了不同来流总压、飞行攻角以来流Ma数下全流道的流场结构和气动力特性.研究结果表明:(1)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响,但阻力系数的影响并不明显;(2) 研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构和全机气动力特性有着一定影响;(3) 前体横截面上存在显著的展向压强梯度,使得经过预压缩的气流偏离了进气道进口,但同时也减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流场的品质.     

细长物体亚、跨、超声速α∞=0°～90°消除支杆干扰的气动力实验方法研究

关于细长导弹亚、跨、超声速时,α∞=0°～90°范围消除支杆干扰的风洞气动力实验方法研究,重点叙述了消除支杆干扰的必要性、原理和方法,明确超声速和亚、跨声速消除支杆干扰实验方法的理论区别.通过M=0.4和0.8两种Mach数的风洞气动力实验,初步证明:在亚、跨声速情况,消除支杆干扰的风洞气动力实验方法,也能与超声速情况类似获得解决.     

基于自抗扰的直接力与气动力复合控制系统设计

针对直接力/气动力复合控制导弹的设计问题,提出了一种基于自抗扰控制技术的自动驾驶仪设计方法.首先分析了复合控制系统的特点和控制问题,建立了三通道的复合控制模型.然后针对俯仰通道和偏航通道提出了一种三环设计方法,内环和中环应用自抗扰控制器设计,主要考虑自抗扰控制器对对象参数变化和外部扰动的不敏感特性,外环采用PI控制器设计.最后针对滚转通道提出了一种双环设计方法,内环和外环均采用自抗扰控制器设计.仿真结果表明,所提出的控制方案对过载指令具有较好的跟踪效果,且控制器具有很强的鲁棒性,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计.     

基于试验气动力的弹性飞机舵面效率分析

基于非线性试验气动力和线性理论气动力对某飞机进行了气动导数和飞行载荷计算,分析了舵面操纵效率受气动力类型、飞行动压和迎角的影响,重点研究了舵面操纵效率、舵面操纵反效与翼面弹性载荷、弹性压差分布以及弹性气动压心之间的关系。研究表明：使用非线性试验气动力和线性理论气动力所分析得到的舵面效率具有较大的差别;受到结构弹性变形的影响,随着飞行动压的增加,舵面的操纵效率不断下降,副翼甚至会出现操纵反效现象;在使用非线性试验气动力进行分析时,飞行迎角对于舵面操纵效率具有较大的影响,这是在使用线性理论气动力进行分析时所不能考虑的。     

两车速度对超车过程轿车气动特性的影响

利用动网格技术对超车过程中两种相对速度下车辆周围非定常流场进行了数值模拟,得到超车车辆和被超车辆受到的侧向力、侧倾力矩和横摆力矩在超车过程中的变化情况,并根据两种速度情况下的流场特性,分析其对气动力特性的影响.计算结果表明:超车速度越大,被超车辆最大侧向力、侧倾力矩和横摆力矩越大;超车车辆最大侧向力、侧倾力矩越大,横摆力矩越小.      

基于神经网络和专家系统的电传操纵系统故障诊断

提出了一种神经网络与专家系统相结合的故障诊断方法,研制了相应的诊断模块,并在某型飞机电传操纵系统的故障诊断中得以实现。在实物仿真和实际诊断实例中,该诊断模块均达到了很好的效果。从而证明了所提出的方法作为一种诊断策略,可作为飞机电传操纵系统快速故障诊断的基础。该故障诊断方法可推广应用到其它同类飞机的故障诊断当中,为现代航空维修保障的故障诊断提供了一条有效的新途径。     

直接力／气动力复合控制导弹自动驾驶仪解耦设计

针对采用脉冲发动机姿控方式的复合控制导弹由于弹体旋转引起的耦合效应,提出了 一种对惯性积耦合和运动学耦合的完全补偿的解耦设计方法。首先在完成气动力/直接力复 合控制弹体动力学建模的基础上,对复合控制导弹的耦合机理进行了分析;然后根据完全补 偿策略设计了复合控制导弹的解耦控制器。最后,通过仿真验证了该方法的有效性。     

侧风环境下行驶的直背式轿车气动力计算

分别对直背式简化轿车模型在无侧风、稳态侧风、非稳态侧风三种条件下汽车周围流场进行了数值模拟,并对汽车受到的气动力进行了计算.结果表明,定常侧风会产生较大侧向力,阻力和升力也有一定增加;在非定常侧风作用下,气动力变化趋势与侧风速率变化趋势基本相同.阻力增大幅度较为平缓,侧向力增大较为显著,升力处于两者之间.当侧风增大到一定速率后,车外流场会发生较大变化,尾涡会转变为侧向涡.      

基于试验气动力的纵向机动飞行载荷分析

提出了一种基于非线性风洞试验数据(简称试验气动力)同步进行纵向机动飞行过程和飞行载荷的计算分析方法.通过曲面样条插值将试验气动力的升力系数和俯仰力矩系数引入纵向机动飞行过程的计算,同时基于试验气动力的压力分布进行全机飞行载荷的静气动弹性修正.弹性载荷的计算采用线性气动力影响系数矩阵处理.采用偶极子格网法提供气动力(简称理论气动力).将基于这两种气动力的计算结果进行了对比.结果表明:基于试验气动力的机动飞行过程更为合理;基于理论气动力的载荷随机动飞行过程的变化趋势有可能与基于试验气动力的载荷变化趋势不一致.      

应力波天平在国内激波风洞上的应用

介绍了应力波天平的特点、原理,通过应力波天平设计、制作、校准、试验、数据处理等方面在中国空气动力研究与发展中心φ0.6m激波风洞上的应用情况,指出有必要在国内激波风洞上更进一步地开展应力波天平测力技术.