飞行控制律对体自由度颤振特性影响试验

飞翼飞机易发生刚体短周期模态与机翼低阶弯曲模态耦合所致的体自由度颤振。飞行控制系统对飞机的短周期模态特性影响很大，因此考虑飞行控制系统的闭环体自由度颤振特性值得进一步研究。针对自主设计的颤振模型开发了相应的俯仰姿态保持控制律，综合运用风洞试验和仿真计算开展了相关研究，获得了不同刚体自由边界条件下的开环/闭环体自由度颤振特性，研究了闭环增益对体自由度颤振特性的影响规律，简要分析了影响机理。试验和仿真计算结果共同表明：俯仰姿态保持控制律明显地改变了俯仰模态阻尼的原有走势，闭环后的体自由度颤振特性变化明显。以开环颤振速度为基准，采用较小的比例回路增益K_P或较大的微分回路增益K_D，飞行控制律能增加飞行器俯仰阻尼，提高体自由度颤振速度，反之飞行控制律将导致颤振速度降低。就本文控制律而言，当K_P<0.07或K_D>0.2时俯仰姿态保持控制律能起到抑制体自由度颤振的作用。     

FlowStar:国家数值风洞(NNW)工程非结构通用CFD软件

计算流体力学（CFD）仿真软件是流体相关的数学物理知识和工程实践经验的数字化表达，是工业数字化转型的重要助推。然而，大型工业CFD软件研发难度极高，需要同时兼顾功能多样、系统稳定、性能优越、交互友好等特征。依托国家数值风洞（NNW）工程，研发出一款通用流场模拟软件NNW-FlowStar，并在航空、航天等工业部门大力推广使用。软件基于非结构有限体积求解方法和大规模并行计算技术开发，结合现代化软件工程思维设计，具备先进的数值方法、高效的计算效率和友好的用户操作界面，可满足各类复杂外形的高效气动模拟。独特的重叠网格技术配合六自由度运动模块，可帮助实现武器分离、舱门定轴转动等各类气动-运动协同仿真需求。多类标模案例和复杂工程应用表明，FlowStar软件算法鲁棒、精度可靠，是一款高精度、高效率、高可靠性的通用CFD仿真软件。通过对软件的架构设计和功能应用进行介绍，使相关从业人员能更好地了解FlowStar软件，最终促进国产自主CFD软件生态的良性发展。     

惯性参数对飞翼体自由度颤振特性的影响规律研究

飞翼飞行器刚体短周期模态频率较高,易与一阶弹性弯曲模态耦合发生一种特殊的颤振——体自由度颤振。采用风洞实验与频域计算相结合的手段,开展了惯性参数(俯仰转动惯量、质心位置)对飞翼飞行器体自由度颤振特性(颤振速度和颤振频率)的影响规律研究。实验和计算结果表明:俯仰惯量和质心位置会明显改变体自由度颤振频率与速度,颤振实验与计算结果一致性较好。俯仰惯量增加,颤振频率降低,沉浮约束时颤振速度基本不变,沉浮自由时颤振速度增大;质心位置前移,俯仰模态频率与阻尼同时增加,俯仰与一阶弹性弯曲模态耦合更容易,但发散模态分支的阻尼也更大,导致颤振速度先降低后增大,颤振频率单调增加。     

Effects of wing flexibility on aerodynamic performance of an aircraft model

The low-speed wind tunnel experiment is carried out on a simplified aircraft model to explore the influence of wing flexibility on the aircraft aerodynamic performance. The investigation involves the measurements of force, membrane deformation and velocity field at Reynolds number of 5.4 × 10⁴–1.1 × 10⁵. In the lift curves, two peaks are observed. The first peak, corresponding to the stall, is sensitive to the wing flexibility much more than the second peak, which nearly keeps constant. For the optimal case, in comparison with the rigid wing model, the delayed stall of nearly 5° is achieved, and the relative lift increment is about 90%. It is revealed that the lift enhanced region corresponds to the larger deformation and stronger vibration, which leads to stronger flow mixing near the flexible wing surface. Thereby, the leading-edge separation is suppressed, and the aerodynamic performance is improved significantly. Furthermore, the effects of sweep angle and Reynolds number on the aerodynamic characteristics of flexible wing are also presented.     

基于QSS的自适应多步校正算法及其在柔性航天器动力学中的应用

量化状态系统（QSS）算法是一种基于状态变量离散化的数值积分方法，该方法与基于时间离散的传统方法显著不同，QSS通过计算状态变量每次跃迁所需的时间来推进下一步的积分。在求解非刚性常微分方程时，QSS算法比传统算法更具优势，但它不适合求解刚性问题。为此提出一种基于QSS的自适应多步校正算法（AMCQSS），该算法以QSS为基础、结合隐式多步法思想，在计算过程中可以自适应选择二步法或三步法，以有效提高求解刚性问题的精度和效率。通过对柔性航天器动力学的仿真求解，验证了算法的可行性。将该算法与ODE23tb、ODE15s、ODE45以及QSS等算法进行对比，结果表明AMCQSS算法既能保证求解的效率及精度，又具有较好的收敛性和稳定性。     

守恒型可压缩一维湍流方法及其在超声速标量混合层中的应用

一维湍流（ODT）方法是一种能在一维计算域上遵循湍流基本物理规律的湍流建模方法。通过结合确定性和随机性求解方法，能够在一维计算域上准确捕捉到湍流统计规律，且降维建模可显著减小计算量。ODT方法主要被广泛用于不可压湍流和湍流燃烧研究，若要将其拓展用于模拟高速可压缩湍流，需对建模方法进行深度改进。相比于不可压ODT方法，本文基于欧拉参考框架，针对可压缩湍流的特性，将因变量由原始变量改为有利于减小可压缩湍流模拟误差的守恒通量，并加入了组分求解模块。对确定性和随机性求解模块均进行了相应的深度改进，开发出具有标量混合模拟功能的守恒型可压缩ODT方法。在确定性模块中改为求解以守恒通量为变量的一维截断控制方程，在随机性模块中构造一维涡时，将三联映射的作用对象也相应地由原始变量改为守恒通量，并选用了可保证变密度情况下动量守恒的双核变换。通过模拟空间发展超声速平面湍流混合层并将自相似阶段结果与实验结果比对，验证该方法对可压缩剪切湍流场中标量混合的捕捉精度。守恒型可压缩ODT方法模拟得到的速度场和组分场的平均剖面和脉动强度分布与实验结果准确吻合，精度明显优于传统的耦合梯度扩散亚格子模型的大涡模拟方法（LES-GRAD.DIFF.）以及耦合线性涡（LEM）亚格子模型的大涡模拟方法（LES-LEM），且该方法的降维处理使其在降低计算成本方面具有显著优势。     

高马赫数层流摩阻数值计算精度

飞行器在高空高速飞行时黏性效应显著，摩阻预示精度对飞行器的关键气动性能意义重大。目前，摩阻预示主要依赖数值计算，但高马赫数层流摩擦阻力计算与试验测量结果仍存在差距。以具有高速飞行器典型部件特征的球锥、三角翼为对象，结合风洞试验摩阻测量结果，使用国家数值风洞（NNW）数值计算软件和自研CFD程序研究了数值计算中影响摩阻计算精度的格式数值耗散及壁面温度边界条件等重要因素。研究结果表明：数值耗散越小，表面摩阻的计算精度越高；在速度较低的边界层近壁区内关闭熵修正，将有助于提高表面摩阻的预示精度。此外，在高马赫数流动问题的数值模拟中，壁面温度条件对表面摩阻计算同样具有重要影响。最后，基于分析结果和工程需要提出了对高精度摩阻数值预示的研究需求。     

低压天然气喷射的船用二冲程低速双燃料发动机爆震研究

为了解决大缸径船用预混天然气双燃料发动机的爆震问题，并拓展天然气的稀燃边界。基于三维数值模拟的方法对大缸径船机进行了仿真模拟。分析了大缸径双燃料发动机爆震的特点，并对缸内涡流强度和废气再循环（EGR，Exhaust Gas Re-circulation）率对爆震的影响进行了研究。研究结果表明：大缸径预混天然气发动机的爆震位置往往发生在气缸边缘，火焰面的传播过程是引起缸内爆震的主要因素。随着缸内涡流从无到有的增强，缸内的爆震强度随之增强；当涡流到达一定程度后，随着涡流的增强，缸内的爆震强度反而降低；缸内加入EGR可以提高天然气当量比的同时减少爆震的强度，可以拓展天然气的稀燃边界。     

连续式风洞二喉道调节马赫数控制策略

为了降低连续式跨超声速风洞压力波动,提高马赫数稳定性,需要对二喉道调节马赫数控制方式进行研究,针对现有文献鲜少对该控制策略描述等问题,以0.6m连续式跨声速风洞为例,对二喉道控制马赫数的原理进行分析,基于运动控制器加伺服驱动器双PID(proportion-integral-derivative)控制模式实现二喉道位置精确控制,提出了二喉道和压缩机转速的组合控制流程,并采用分段变参数模糊PID加串级控制的算法实现马赫数精确控制,最后进行了试验验证。结果表明马赫数控制精度优于0.001,且每个马赫数极曲线(9个攻角阶梯)的时间可控制在4min以内,证明所提出的控制策略是有效的,可为连续式跨超声速风洞的设计调试提供参考。      

Variation of dayside chorus waves associated with solar wind dynamic pressure based on MMS observations

The whistler-mode chorus waves are one of the most important plasma waves in the Earth’s magnetosphere. Generally, the amplitude of whistler-mode chorus waves prefers to strengthen when the energetic fluxes of anisotropic electrons increase outside the plasmapause. This characteristic is commonly associated with the geomagnetic storms or substorms. However, the relationship between the solar wind dynamic pressure (P_sw) and the long-time variation of chorus waves during the quiet period of the geomagnetic activity still needs more detailed investigations. In this paper, based on MMS observations, we present a chorus event just observed in the inner side of magnetopause without obvious geomagnetic storms or substroms. Interestingly, during this time interval, some P_sw fluctuations were recorded. Both the amplitudes and frequencies of chorus waves changed as a response to the variation in P_sw. It proved that the enhancement of P_sw increases the energetic electrons fluxes, which provides free energies for the chorus amplification. Furthermore, the wave growth rates calculated using linear theory increases and the central frequency of the chorus waves shifts to a higher frequency when the P_sw enhancement is greater, which are also consistent well with the observations. The results provide a direct evidence that the P_sw play an important role in the long-time variation of whistler-mode chorus waves inside the magnetopause.