微型飞行器相关布局气动特性实验研究

微型飞行器由于飞行雷诺数比较低,其流动现象和机理比较复杂,对其进行相关的实验研究是尤其的必要且可行。本次试验通过由带有一定厚度和弯度的翼型构成的矩形机翼和反齐默曼机翼的对比实验、不同弯度的对比试验、不同参数的鸭翼实验以及翼尖小翼实验,重点分析了平面布局、弯度、鸭翼以及翼尖小翼对气动特性的影响。试验结果表明:在带有一定厚度和弯度的情况下反齐默曼气动性能好于矩形翼;适当的弯度能提高飞行器升力特性和纵向稳定性;鸭翼能有效地提高微型飞行器的气动特性;翼尖小翼能改善飞行器的升阻特性。     

微型飞行器优化设计及气动特性分析

微型飞行器(MAV)气动布局形式是影响其飞行性能指标的关键因素之一。从总体角度出发，设计出三种不同气动布局的MAV，并对其进行了优化设计和气动特性分析。研究结果对MAV气动布局的设计有一定的指导意义。     

不同布局的微型飞行器气动特性

微型飞行器(MAV,Micro Aerial Vehicle,同时也称为微型飞行机器人)概念起源于20世纪90年代初,由于微型飞行器具有体积小、重量轻的飞行平台优势,在军民两用方面具有十分广阔的应用前景。本文的研究方向是通过对4种不同形状的机翼在AR=0.5,1和2时的气动性能进行计算,得出影响微型飞行器气动性能的主要因素;本文主要通过Catia进行几何建模,通过Gambit建立网格模型,然后通过南京航空航天大学MAV实验室编制的气动软件进行气动性能计算,最后通过对实验数据进行分析比较得到不同布局的微型飞行器的升力特性、阻力特性、力矩特性和压力分布,从而得到影响小展弦比微型飞行器气动性能的主要因素。     

微型飞行器的动态特性与飞行控制研究

为把微型飞行器设计成为真正实用的作战武器,在对其气动特性研究的基础上,提出了需及时研究其动态特性的特征和自主飞行控制的设计等问题.最后,结合已经开展的研究工作,探讨了微型飞行器飞行控制系统的组成结构、硬件构成和系统集成等设想.     

微型飞行器飞行监测系统设计

根据微型飞行器(Micro Aerial Vehicle-MAV)飞行测试的需求,设计了一种飞行监测系统。系统主要由操纵输入数据记录、地面监测计算机和无线测控链路三大部分组成。详细介绍了各部分的功能和设计方法,最后探讨了一种基于nRF401的测控链路实现方案。     

双翼布局微型飞行器气动特性试验研究

通过低速风洞试验研究了使用双翼布局改善固定翼微型飞行器（MAV）气动性能的问题。首先比较不同平面形状单翼（齐莫曼翼和反齐莫曼翼）与双翼布局的气动特性。在此基础上为了优化低雷诺数范围内的双翼布局,研究不同几何参数对气动特性的影响,包括双翼不同的翼间距和交错位置以及不同的上下翼平面形状,并分析了造成这种气动性能差异可能存在的流场相互作用机理。研究表明,双翼布局能够改善单翼微型飞行器的气动性能,双翼之间的相对几何位置对其气动特性影响很大。通过不同平面形状上翼与下翼组合的比较发现,就最大升力和升阻比而言,上翼为齐莫曼翼、下翼为反齐莫曼翼且上翼位于下翼上游的布局较优。     

微型飞行器气动布局的弹射试飞研究

提出了3种不同的微型飞行器气动布局方案：平直机翼、＂M＂形机翼和附加翼稍小翼的气动布局形式.设计、制作了无动力弹射模型和弹射发射平台.通过多次无动力弹射试验,对相关数据进行了对比分析,发现在上述3种气动布局形式中,以具有一定高度的翼稍小翼的气动布局形式为最好.     

飞翼式微型飞行器飞行动力学特性研究

微型飞行器(MAV)非线性飞行力学特性研究是MAV设计中的一个重要环节。由于MAV具有自身尺寸微小,飞行速度低等特点,其空气动力学低雷诺数效应十分明显。飞翼式MAV的非常规气动布局也使得其飞行力学特性与常规飞行器有很大差异。以低雷诺数风洞实验为基础,研究了飞翼式MAV空气动力学特性,提出了1种针对飞翼式飞行器的动阻尼导数计算方法。在飞翼式MAV飞行速度范围内将其运动方程分段线性化以研究其飞行力学特性数值规律。结果表明,飞翼式MAV各项飞行品质指标与常规飞行器存在很大差异,在整个飞行范围内其飞行动力学特性呈非线性变化规律。本文的研究对实现飞翼式MAV自主飞行控制具有重要意义。     

螺旋桨式微型飞行器飞行特性分析

以南航研制成功的某型号微型飞行器为背景,以该型机的风洞实验数据为基础,针对该机的独特气动布局形式,对该机进行了六自由度飞行力学模型的建立。在建模过程中,考虑了螺旋桨滑流对飞机的气动干扰及不同飞行状态下螺旋桨拉力及扭矩的变化。通过应用四阶龙格-库塔方法对该运动方程进行数值求解,对该型微型飞行器的飞行动力学问题进行了非线性分析。     

微型飞行器控制与导航系统研究

在介绍了微型飞行器的概念及其功能特点的基础上,探讨了固定翼微型飞行器控制与导航系统的结构。针对我校研制的固定翼微小型飞行器,提出了一种控制与导航系统方案。最后,指出了微型飞行器控制与导航所面临的主要技术问题及其解决思路。     

过渡状态的倾转旋翼气动特性计算分析(英文)

针对特殊的旋翼倾转运动,建立了一个过渡状态的旋翼非定常气动力数值计算方法.为正确模拟旋翼倾转运动使桨叶受到的附加惯性力及哥氏力作用,重新推导了旋翼倾转时的桨叶气动力模型和挥舞运动方程;为了适合于旋翼倾转时的入流和气动力计算,入流模型中考虑了倾转运动引起的旋翼尾迹弯曲影响.应用建立的方法,首先进行了旋翼配平计算,以验证计算模型,并给出了倾转旋翼的操纵量.然后,着重计算了旋翼在倾转过渡时的拉力.俯仰和滚转力矩随倾转角的变化,分析了倾转飞行时的前飞速度.倾转时间等对旋翼气动力的影响,得出了一些新的结论.     

微型飞行器低雷诺数矩形扑翼非定常气动特性的数值模拟

采用双时间步方法求解三维可压缩非定常N-S方程,数值模拟了微型飞行器低雷诺数矩形扑翼的非定常绕流,首先将得到的结果与文献进行了对比,数据间具有较好的一致性.然后针对不同的展弦比、减缩频率及初始攻角,计算了矩形扑翼的非定常气动特性及表面流态和动态压力分布,并分析了翼尖涡对扑翼非定常气动特性的影响.     

低雷诺数翼型局部振动非定常气动特性

针对低雷诺数翼型特殊的气动特性,采用基于动网格的非定常数值模拟方法,研究翼型表面不同弦向位置的局部蒙皮以不同频率及振幅振动时对低雷诺数翼型气动特性及流场结构的影响,揭示蒙皮振动增升减阻的机理。研究表明,在低雷诺数条件下局部蒙皮振动可有效提高翼型气动特性,与刚性翼型相比蒙皮局部振动可使翼型升力系数提高,阻力系数降低,升阻比提高。振动位置对翼型气动特性及流场结构有显著的影响,振动表面位于翼型前缘附近或位于层流分离泡中心时可有效控制翼型层流分离,从而提高翼型气动特性。振动频率对翼型表面层流分离及转捩位置均有显著的影响,随着振动频率增加,翼型气动特性出现最优值。与刚性翼型相比,表面振动使翼型转捩位置略向上游移动,摩擦阻力增加,但振动使等效翼型相对厚度减小,压差阻力明显减小。在小幅振动范围内,随着振幅增加,流场非定常特性更加显著,翼型升阻比增加。     

飞行仿真气动力数据机器学习建模方法

基于机器学习思想,提出了一种大空域、宽速域的气动力建模方法。该方法利用飞行仿真弹道数据辨识的气动力数据,采用人工神经网络技术,实现了对高度、速度、姿态和舵偏角等多维度强非线性特性的全弹道气动力数据的高精度逼近。首先,分析了神经网络层数、隐含层神经元个数等对建模误差的影响,通过对典型弹道气动数据的神经网络建模计算,确定了较合适的神经网络层数和较优的隐层神经元个数。进而,利用飞行仿真的弹道数据辨识出沿弹道的气动力,采用神经网络建立了包含多个弹道融合的气动力模型,输出量分别为三轴气动力系数和力矩系数。最后通过气动模型输出量与原样本数据的对比,以及4条未参与训练弹道气动数据的预测,验证了该气动力建模方法具有较高的精度。建模结果表明:采用神经网络方法建立的飞行器气动力模型,对拟合多源耦合输入全弹道非线性气动力是可行的和有效的,在样本覆盖的高度、速度、姿态和控制舵偏角范围内,气动力拟合能力较强,并具有一定的外推性。该项研究可以为基于飞行试验数据的气动建模提供新的方法,并且能为飞行器气动力数据挖掘、飞行仿真和总体性能分析提供参考。     

高超声速飞行的若干气动问题

转捩、层流流动分离和气动误差带是高超声速飞行需要关注的几个气动问题。转捩与层流流动分离会对飞行器的气动特性产生显著的扰动,且这种扰动存在一定的不确定性;而如何合理地确定飞行器的气动误差带也是高超声速飞行的一个关键。本文主要从工程设计的角度对这些气动问题及其影响进行了论述,提出为满足高超声速飞行的需求,仍应针对所关注的问题发展相关的理论分析与数值模拟技术,进一步提升地面风洞试验的技术水平,并强调了开展相关气动飞行试验的重要性。     

低雷诺数仿生分离流翼型气动特性初探

为了探索适合低雷诺数微型飞行器的翼型形式,基于对自然界鸟类和昆虫滑翔飞行时翅膀形状的观察,设计出一种由前缘削尖平板和后缘圆弧翼型组合而成的仿生分离流翼型。数值研究结果表明,气流在削尖平板的前缘点强制分离,形成大范围低压分离流动,随后在后部圆弧翼上表面再附形成稳定低压涡流区,从而实现较高的气动效率和较强的抵抗大气湍流的能力。上削尖平板可以使流动分离点固定在削尖点。相对于单独平板,仿生分离流翼型的升力系数有大幅提高,迎角为4°时提高了112%。此外,仿生分离流翼型可以在较宽的迎角范围内（4°~20°）保持高升力,但是迎角增加,阻力也快速增大,因此小迎角情况下（小于4°）气动效率更优。      

基于试飞数据的飞行模拟器气动模型校核

为了提高飞行模拟器气动模型模拟的逼真度和置信度,提出了一种模拟器气动模型校核方法。采用先校核纵向、再校核横航向,先校核稳态、再校核动态的思路,通过对比试飞数据与仿真模型相关参数来修正引起偏差的气动导数项;综合分析不同状态点修正系数存在的统计规律,形成可用于飞行仿真解算的气动参数修正模型。试飞数据验证表明,校核后的仿真气动模型能满足模拟器客观测试规范要求,显著提高了气动模型模拟的逼真度。     

数据挖掘技术在飞行试验数据分析和气动参数辨识中的应用研究

为了检验飞行试验辨识结果的可信度,首次将数据挖掘技术用于飞行试验数据的分析和气动参数辨识,初步解决了试验数据有限、数据信息含量差别较大给聚类、分类、回归等分析处理带来的问题;提出了利用不同时间段、不同飞行批次的飞行数据在划分区间的气动特性分布来检验辨识结果可信度的方法;以某飞行器为对象,利用数据挖掘技术,建立了基于飞行试验数据的气动力数学模型,检验了辨识结果的一致性和可信度,并与地面试验结果进行了比较分析,给出了地面试验预测误差。多批次飞行试验数据的整体辨识结果表明,所发展的方法是可行和有效的。该项研究为验证辨识结果的可信度、建立基于飞行试验数据的气动模型提供了新的途径,并可应用于CFD 和风洞试验的验证与确认。