高平尾布局飞机深失速特性及失速改出伞数值计算与分析

ARJ21飞机是我国自行研制的具有典型T尾布局特点的先进支线飞机。失速和失速特性试飞是ARJ21飞机适航取证试飞最重要的试飞项目之一。高平尾(T尾)布局飞机可能存在深失速运动模态,给飞机的失速特性试飞带来安全风险。本文首先分析了高平尾(T尾)布局飞机的空气动力学特点,剖析了"深失速"现象的产生原因,并在此基础上以ARJ21飞机为算例,结合具体的风洞实验数据库,应用工程估算的方法对动导数进行了补充完善,其次建立了适合预测飞机失速和深失速运动方程的空气动力学模型,并对飞机的运动特性特别是深失速特性进行了仿真计算,计算结果与实际试飞结果取得了较好的一致性;最后选择深失速状态作为失速改出伞设计的临界状态,建立失速改出伞的数学模型,对失速改出伞改出深失速的动态过程进行了仿真计算,验证了失速改出伞改出深失速的设计参数,为失速改出伞的研制提供了参考依据。     

跨声轴流压气机等离子体控制实验

为了能有效地拓宽压气机的失稳裕度,在一台跨声轴流压气机上进行了基于介质阻挡放电（DBD）等离子体激励扩稳的实验研究.实验中分别选取了正弦交流电源和纳秒脉冲电源提供激励,并在跨声压气机40%设计转速和65%设计转速下对其扩稳效果和效率进行了对比分析.结果表明:在40%设计转速时,正弦交流电源和纳秒脉冲电源均能有效拓宽压气机流量范围,其中正弦交流电源激励方式能够使压气机综合失速裕度改善（SMI）达到15.33%.在65%设计转速时,两种激励方式的扩稳效果明显减弱,此时纳秒脉冲电源激励方式的扩稳效果更好.在压气机效率方面,纳秒脉冲电源对压气机设计点的效率影响更小,在40%设计转速时甚至能略微提升其设计点效率.实验结果表明,合理地选择激励方式有助于提高等离子体激励的扩稳效果,为实际压气机中基于介质阻挡放电等离子体激励扩稳措施的设计提供参考.      

Experiments on unsteady vortex flowfield of typical rotor airfoils under dynamic stall conditions

A new experiment for airfoil dynamic stall is conducted by employing the advanced particle image velocimetry(PIV) technology in an open-return wind tunnel. The aim of this experimental investigation is to demonstrate the influences of different motion parameters on the convection velocity, position and strength of leading edge vortex(LEV) of airfoil under different dynamic stall conditions. Two different typical rotor airfoils, OA209 and SC1095, are measured at different free stream velocities, oscillation frequencies, and angles of attack. It is demonstrated by the measured data that the airfoil with larger leading edge radius could notably decrease the strength of LEV. The angle of attack(Ao A) of airfoil can obviously influence the dynamic stall characteristics of airfoil,and the LEV would be effectively inhibited by decreasing the mean pitch angle. In addition, the convection velocity of LEV is estimated in this measurement, and the results demonstrate that the influence of airfoil shape on convection velocity of LEV is limited, but the convection velocity of LEV would be increased by enlarging the oscillation frequency. Meanwhile, the convection velocity of LEV is a time variant value, and this value would increase as the LEV convects to the trailing edge of airfoil.     

压气机旋转失速声学特性及主动控制策略探讨

通过对轴流压气机旋转失速的声学特征的描述，从非定常角度出发对旋转失速发作的原因及其声学特性进行了分析。同时，对轴流压气机非定常现象具有的时间尺度进行了对比研究。建立了考虑旋转失速声学特性的开环系统控制的物理模型，对于揭示轴流压气机旋转失速机理以及进一步对旋转失速进行主动控制提供了理论基础。     

JJ-5飞机失速/尾旋特性数值计算和图像显示研究

本文从飞机六自由度全量方程出发,计算、模拟了JJ-5飞机失速/尾旋特性和各种改出尾旋的方法,对JJ-5飞机特技机动飞行及其相应的尾旋特性进行了计算分析;并把计算结果和试飞结果进行了比较,结果表明数值计算与试飞基本上符合,结合计算机实时成像技术,对相应的计算结果进行了动态实时显示,显示结果直观、逼真,可望运用于有关尾旋飞行训练中.     

JL8飞机失速尾旋飞行试验研究

叙述了JL8飞机失速尾旋试飞状态、试飞试验和试飞结果。试飞结果表明，JL8飞机具有良好的大迎角特性及低速和高速失速特性。其正飞尾旋获得了三种模态，即“落叶飘”型非定常尾旋、非定常陡振荡尾旋和左均匀平尾旋；倒飞尾旋呈不稳定型态。而且各种尾旋都能成功地改出。另外，还评价了误操纵对失速和尾旋的影响。可供飞机大迎角和失速、尾旋特性研究人员参考。     

失速／尾旋模型自由飞试验的空间设计问题

本文论述了在制定飞机的失速/尾旋模型自由飞试验总体方案时必须充分考虑的空间利用问题之重要性;分析了制约试验空间的诸因素;提出了设计飞行剖面的工程估算方法——其中一些半经验方法之使用效果已为我们的自由飞试验所证实;以我们已成功地进行过的带动力遥控试验机、摇控热气飞艇带飞/投放、飞机带飞/投放的失速/尾旋模型自由飞试验为例,剖析了组成整个飞行剖面的各个飞行阶段之特点和影响因素,并以此为据提出了充分利用自由飞试验空间的一些见解。     

多发螺旋桨飞机动力失速动态特性理论计算方法研究

本文针对多发螺旋桨飞机的特点,推导出用于分析多发螺旋桨飞机动力失速动态特性的计算方程,并用此方程研究了此类飞机带动力的失速动态特性,计算结果与飞行结论相符。 文中提出的理论计算方法,较全面地考虑了螺旋桨飞机所特有的动力效应,因此较准确地反应了多发螺旋桨飞机的动力失速特性。所以,它除了能分析多发螺旋桨飞机的动力失速外,对于研究飞机动力失速的全数字实时仿真和研究失速/尾旋飞行模拟器也有一定的参考价值。     

推力矢量飞机平衡区的计算

通过对推力矢量控制下飞机动力学特性的分析，定义了飞机机动的平衡区并进行计算，确定了推力矢量在低速机动中对飞机平衡特性的决定性影响，并与常规飞机的平衡特性进行了比较分析。将以往用来分析飞机尾旋运动的分歧与突变理论（ＢＡＴＣＭ）推广到推力矢量飞机过失速平衡特性的计算中，确定了在不同的飞行状态及推力矢量系统配置下飞机过失速机动的平衡区。其结果有助于理解推力矢量系统的效用及其设计参数对飞机过失速机动能力的     

双转子发动机含喘振的动态模型

为了满足现代飞机高性能的要求,应尽可能提高发动机的最大推力,从而使压气机喘振裕度下降。当发动机遇到恶劣的工作条件时,如飞机机动飞行引起进气道畸变,加力燃烧室点火,发动机吸进发射火炮或导弹产生的废气等,可能引起发动机气动力不稳定,即喘振或失速。喘振时,压气机出口总压和流量出现大幅度振荡,涡轮前总温急剧上升,发