带等离子控制的飞翼布局飞机模型的风洞虚拟飞行试验

等离子体流动控制技术已经在流动控制领域成为热点和焦点。为了研究等离子体对于飞翼布局飞机稳定性的影响,本文研究中采用闭环飞行控制律对飞翼布局飞机模型的操纵舵面进行操控,同时增加等离子控制,对该模型飞机在失速迎角附近区域开展三自由度(3DoF)的虚拟飞行试验研究。结果表明,等离子打开后,在俯仰运动上,使得飞机俯仰振荡幅值变小,增快振荡衰减,在滚转运动上,对滚转角命令的跟随性变好;在偏航运动上,增加了偏航阻尼,改善了原来偏航运动的偏离问题。因此,等离子流动控制对于飞翼布局飞机在失速迎角附近的稳定性改善具有良好的效果,对未来等离子技术的实际应用提供了借鉴和指导。     

面向复杂构型飞机的非定常气动力建模与辨识

不论是现代高机动隐身战斗机的设计需求还是常规布局飞机的飞行动力学分析,深入研究大迎角飞行时的非线性非定常气动力模型都极其重要。基于纵向运动小振幅及大振幅强迫振荡试验数据,分析了常规稳定导数模型的准确性,并从导数模型出发发展了简化涡流和分离流时间迟滞效应的非定常气动力线性模型和非线性模型,最后应用风洞典型机动历程模拟试验验证了模型的有效性。结果表明:对于复杂构型高机动飞机模型,发展并改进的非线性微分方程模型可以准确预测飞机不同机动下的非定常气动力特性,具有较强的工程可行性。     

飞行器纵向阻尼动导数直接测量实验研究

介绍了新研制的“FL-8风洞大幅升沉和俯仰耦合振荡实验系统”及采用该系统产生纯俯仰运动测量飞行器纵向阻尼动导数的试验技术，给出了部分试验结果。实验结果表明，阻尼导数和时差导数在中、大迎角时存在明显的非线性耦合，采用纯俯仰运动直接测量的阻尼导数在整个迎角范围内都是合理的。     

基于液压驱动的动态试验控制系统设计

介绍了应用液压驱动形式构建风洞动态试验控制系统的软硬件设计方法,包括液压马达、伺服阀的参数计算及选型,液压伺服位置控制系统设计方案,基于前馈控制和模糊比例-积分-微分(Proportion-Integration-Differentiation,PID)控制算法的设计思路,简谐运动的实现方法等。通过试验数据分析,该套系统在5°/2.5 Hz和40°/0.8 Hz以下的振幅/频率组合指标运动下,满足幅值差10%和相位差10°以内的控制指标要求,同时分析得到伺服阀死区特性是运动频率对指标造成影响的主要原因,并得出了基于液压驱动的动态试验系统较传统电机驱动系统的优缺点。     

低速风洞动态试验能力现状及展望

本文介绍了国内外包括气动院低速风洞动态试验技术的新进展，并根据大迎角动态气动力特性研究对风洞试验技术的需求及现有能力，提出动态试验技术研究课题组下一步的发展方向。     

低速风洞双自由度大幅振荡试验技术

为满足国内战斗机型号研制对大迎角过失速机动过程中非定常气动力问题研究的需求,中国航空工业空气动力研究院在FL-8风洞开发了一套基于电液伺服马达和电机耦合驱动的双自由度大幅振荡试验技术。简单介绍了该系统的基本组成和试验原理,给出了FL-8风洞动态标准模型双自由度大幅振荡试验的典型结果,分析表明:该系统运行性能稳定,试验数据可靠,重复性精度较高,可以有效应用于飞行器双自由度耦合运动气动特性研究。     

跨声速自由滚转试验技术研究

采用中等展弦比、薄翼型、边条、锯齿、折叠翼等设计的先进作战飞机在跨声速易出现机翼突然失速现象，从而引起非指令性横滚运动。为研究该问题，在 FL-3风洞中研制了一套跨声速自由滚转试验装置，设计某验证性模型，选取马赫数范围0.8~0.95的典型飞行状态进行了静态测力和自由滚转验证性试验。试验结果预测了某模型不同构型的机翼突然失速敏感范围，并评估了非指令性横滚运动的严重程度，从而验证了试验机构的可靠性，建立了评估方法，实现了跨声速自由滚转试验技术。     

旋转流场下飞机大幅滚转振荡时的动态横向气动特性实验研究

在气动院FL-8风洞中,采用旋转流场下单自由度振荡机构进行了旋转流场下大幅滚转运动的动态气动特性实验研究.模型在绕风轴连续旋转的同时进行给定频率和振幅绕体轴的滚转振荡运动,测量了模型的动态气动特性,着重分析了不同运动参数对模型气动特性的影响.结果表明,旋转速度的存在使大幅滚转振荡试验中的滚转力矩和偏航力矩发生平移,同时使滚转力矩和偏航力矩的迟滞特性发生明显的变化.     

大幅振荡试验支架干扰研究

低速风洞大幅振荡试验是飞行器研制,特别是具有过失速机动能力的战斗机研制中,必不可少的试验研究项目。目前国内外已经开展了低速风洞大幅振荡试验,并开展了其他动态试验系统的支架干扰试验研究和大幅振荡试验洞壁干扰的试验研究,但对低速风洞大幅振荡试验结果中的支架干扰修正都没有进行过相应的研究。为了进一步提高低速风洞大幅振荡试验的数据准度,掌握支架干扰影响规律,在 FL-51风洞采用两步法对俯仰、滚转和偏航三个模态的单自由度大幅振荡风洞试验的支架干扰进行了测量。两步法支架干扰修正法使用叠加原理,认为辅助支架、映像支架和主支架对模型气动力的干扰作用都是线性叠加关系,没有考虑不同支架之间的相互干扰。通过设计加工专用的辅助支架和映像支架,利用两步法试验获得了单自由度大幅振荡试验支架干扰的影响量。分析发现大幅振荡试验中支架干扰影响量对单自由度大幅振荡试验的准度影响较大,进行大幅振荡试验时,需要进行相应的支架干扰试验,并且支架干扰影响量随频率增大而增大。结果表明大幅振荡风洞试验可以通过两步法进行支架干扰影响修正,进而提高试验结果的准度。     

小展弦比飞翼大迎角状态空间气动力建模

现代军机大迎角区域性能对空中作战优势的建立有着重要影响，针对大迎角区域建立合适的数学模型对于飞行仿真、稳定性分析和控制律设计都有着重要作用，并且对于解决飞行安全问题和研究飞机失速和尾旋问题具有重要意义。针对小展弦比飞翼标模的迟滞特性，对状态空间模型进行改进，应用大振幅强迫振荡试验数据建立了非定常气动力模型，采用风洞典型机动模拟试验验证状态空间模型的有效性和适用性。结果表明：本文发展并改进的状态空间模型能够准确预测小展弦比飞翼标模不同机动下的非定常气动力特性，具有较强的工程实用性。