水平风洞中开展飞机尾旋特性研究的理论分析

以某飞机尾旋特性为例,在水平风洞中利用具有3自由度的模型支撑装置开展飞机尾旋特性研究并进行理论分析;将基于3自由度装置的建模仿真结果与传统的6自由度飞行仿真、立式风洞尾旋试验结果进行对比,结果显示,三者具有较好的一致性;利用3自由度支撑装置开展飞机尾旋特性研究还可获得飞机尾旋进入和发展阶段的运动参数,可实现尾旋进入、发展及改出的全过程模拟。同时,研究了支撑装置曲杆惯量、机构摩擦和质心偏离等因素对飞机尾旋特性试验结果的影响,结果表明在曲杆及飞机模型设计时,需严格控制曲杆惯量和质心偏移,机构摩擦对试验结果的影响不大。     

绳系并联支撑飞机模型绕速度矢量旋转运动设计与模拟

绕速度矢量旋转运动风洞试验是研究战斗机尾旋和大迎角复杂机动特性的一种重要手段，其中模型支撑是关键。创新性地设计了基于六自由度绳系并联支撑的旋转运动方式。提出定旋转角速度和定气流角2种旋转运动设计方法，推导得到旋转运动参数与模型位姿之间的关系式，并给出两者的关联；结合支撑系统动力学模型，设计绳长为控制变量的计算力矩控制律。通过ADMAS软件仿真和原理样机试验验证，结果表明所提设计方法可以实现飞机模型绕速度矢量变气流角定速率、定气流角变速率等复杂变参数旋转运动，且定气流角方法既能满足三自由度定耦合比关系，还能准确地模拟战斗机正飞/倒飞尾旋运动，这将为深入研究尾旋和大迎角机动特性提供技术支持。     

8m低速风洞虚拟飞行试验技术研究

针对大尺寸缩比飞机模型的气动/运动/控制耦合问题,发展了基于8 m大型低速风洞的虚拟飞行试验技术,开展了4 m尺寸的大展弦比类飞机模型虚拟飞行验证试验,并将试验结果与虚拟飞行环境下的仿真结果进行对比。试验系统功能稳定可靠,设计的试验支撑装置运动范围大、可兼顾单/双/三自由度试验,且满足大载荷受力条件;姿态测量精度优于±0.3°,可实时测量舵面位置且延迟不足0.1 s;俯仰和滚转闭环控制试验响应历程和仿真结果平均偏差不超过5%。研究结果表明,8 m风洞虚拟飞行试验技术能够有效模拟大尺寸缩比模型的机动运动,并具备纵向、航向及横向耦合闭环控制试验模拟能力。     

2.4m跨声速风洞大振幅动态试验技术

现代先进飞行器在高机动飞行过程中,容易诱发非指令的多自由度耦合运动,呈现出复杂的动态气动力及耦合运动现象。为满足先进飞行器多自由度动态气动特性研究与试验评估的需求,中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所在2.4m×2.4m跨声速风洞建立了可以开展大迎角静态、单自由度俯仰振动、快速拉起、俯仰/滚转双自由度耦合运动等试验的模拟技术。通过典型的70°三角翼验证模型的试验研究,结果表明试验技术获取的试验数据合理可靠,变化规律正确,能够准确反映模型的动态气动力迟滞特性,实现了俯仰/滚转两自由度耦合大振幅运动的纵横向动态气动力测量,可以为飞行器的试验鉴定评估提供技术支撑。     

非线性解耦控制理论在飞控系统设计中的应用研究

根据非线性解耦控制理论设计了用升降舵、副翼和方向舵控制飞机迎角、侧滑角和滚转角速度的解耦控制律，并进行了闭环系统数字仿真研究。飞机动力学的数学模型计及了非线性气动力、运动和惯性耦合因素；操纵系统动力学模型中考虑了舵面的惯性，位置和偏转速率限幅，仿真结果表明，所设计的控制律可有效地指令飞机进行大幅值的单自由度或多自由度机动飞行，控制律中的参数变化对闭环系统动态响应影响较显著，容易导致Ｈｏｐｆ分支现象     

风洞虚拟飞行模型机与原型机动力学特性分析

在低速风洞虚拟飞行试验系统中,采用三自由度（3-DOF）球铰支撑动力学相似缩比飞机模型,在气动力矩作用下试验模型可绕质心自由转动。这种带约束的运动与具有六自由度（6-DOF）的真实大气飞行存在差别,鉴于此,对各影响因素逐个剖离并进行了数值模拟和对比分析。结果表明：位移约束使两者间的动力学特性产生较明显的差异,缩比的影响符合相似准则规律,机构摩擦、模型重心与支撑点不重合影响较小,常值干扰力矩对模型的初始响应有一定影响。对比分析结果可以用于指导风洞虚拟飞行试验的开展,并有助于完善风洞虚拟飞行试验技术及其拓展应用。     

低速全模颤振试验悬挂支撑系统

为适应日益增多的低速风洞全模颤振试验的需要,发展颤振试验技术,在气动中心低速所3．2m 风洞建立了一套通用的悬挂支撑系统。该悬挂系统分为垂直和水平两部分,水平悬挂系统由水平钢索装置和张紧机构组成。系统可提供模型沉浮、俯仰、横侧向、偏航和滚转5个方向的自由度;可单独改变模型某一方向的自由度而不影响其它方向的自由度;可确保模型上下、左右、前后位置都处于试验段正中心;可方便地调整模型的迎角和滚转角。对采用该悬挂系统的颤振模型,文中提供了技术要求和参数选择方法。采用同一颤振模型在3．2m 风洞与TsAGI的T-103风洞进行了对比试验,得到的颤振临界速度、频率基本一致,证明该套悬挂系统设计合理,可以应用于低速全模颤振试验。     

对几种过失速机动的讨论

过失速机动是指飞机在超过其失速迎角之后仍能按照飞行员指令完成的战术机动。过失速机动的特征是高俯仰速率达到过失速迎角,绕速度矢量滚转或偏航,实现小速度、大迎角状态快速机头指向或防御机动,而后推杆低头增速。 一般来说,大迎角状态不利于飞机的航迹机动,但对于偏转机头实施最快的对敌指向,或在转弯中尽快减速和改变飞行方向,引诱敌机冲过目标,则是非常有用的。 大迎角(如70°)状态绕速度矢量的滚转(无侧滑或协调滚转)实际上是由以绕机体轴偏航为主、绕机体轴滚转为辅为辅的复合运动来实现的。即当迎角超过一定值之后,绕体轴的偏     

机载机构动力学模型及运动计算

对飞机机动飞行时机构运动的影响进行简化处理,将机构工作时飞机加速度引起的惯性力附加在运动构件上,作为已知外力,只建立机构动力学模型,而飞机的动力学模型不计,从而省略了许多自由度,使问题简化。     

方形截面飞行器上仰机动对滚转特性影响的数值模拟

飞行器从中小迎角至大迎角范围内,由于背风区流动分离形态的演化,静态气动特性特别是横侧向气动特性也随迎角显著变化,可能诱发复杂的滚转运动。但飞行器一般是上仰机动时,才从平飞状态快速拉起至大迎角,此机动过程对横侧向气动特性和滚转运动可能产生较大影响。本文发展了刚体动力学方程和Navier-Stokes方程的松耦合求解技术,并通过数值模拟航天飞机脱落碎片的六自由度运动轨迹进行了验证。针对背风区涡流形态及横侧向气动特性复杂的方形截面飞行器,数值模拟研究了其不同迎角下的静态滚转气动特性、自由滚转运动特性,以及上仰机动时不同拉起速率对滚转运动特性的影响。结果表明,对于此飞行器,静态时存在临界迎角约为13°,当迎角小于临界迎角时,滚转方向是静不稳定的,诱发快速滚转运动;当迎角大于临界迎角时,滚转方向是静稳定的,其滚转运动是收敛的。但上仰机动时,滚转运动的形态还与拉起速率相关,即使拉起的终止迎角大于临界迎角,如果拉起速率较慢,也可能出现快速滚转运动。