地效飞机的纵向稳定性和气动布局特点研究

分析了地面效应对飞机气动力特性的影响,以及地效飞机不同于常规飞机的纵向稳定性准则,包括重心与迎角焦点和高度焦点的位置关系、影响其纵向稳定性的主要气动导数等。研究结果表明,地效区内飞机的气动力随高度呈非线性变化,而重心必须位于迎角焦点与高度焦点之间并且靠近高度焦点才能保证地效飞机的纵向稳定性。最后根据地效飞机的稳定性准则,讨论了保证地效飞机良好飞行品质的气动布局要求。     

大后掠翼前缘涡对其颤振特性的影响

大迎角三角翼的前缘涡不仅可以改善其气动力特性,也会显著影响机翼的气动弹性特性。运用基于Euler方程的非定常气动力降阶模型（ROM）方法,耦合结构运动方程,在状态空间内建立了气动弹性分析模型,研究了70°削尖三角翼的大迎角颤振特性。研究结果显示前缘涡对该机翼颤振特性的影响不可忽略。颤振速度随迎角的增加而大幅降低,迎角α=20°时的颤振速度比α=0°时降低了22％。发现了颤振特性随迎角变化时出现的不连续现象,并揭示了该现象是由于系统颤振分支随着静态迎角的增加发生转移所致。     

一种卫星天线罩上升过程定常流动数值模拟

在发射的主动上升段,由于天线罩突出卫星密封舱表面,天线罩将承受气流冲刷作用,为了准确设计天线罩抗力学环境,需要对上升段天线罩的受力情况进行详细计算和分析。根据具体的弹道参数,卫星上升过程中最大动压对应的马赫数约为1.4,基于此选择动压最大的马赫数段(Ma=1.0~1.8),采用数值模拟方法详细计算分析了定常状态下天线罩在不同马赫数、不同迎角下的气动力载荷和力矩载荷。结果表明:随着马赫数的增加,天线罩所承受的气动力载荷和力矩载荷均表现为先增大后减小,最大气动力载荷出现在Ma=1.2,大小约为435.5N,最大力矩载荷出现在Ma=1.4,大小约为14.5Nm;随着迎角的增加,天线罩气动力载荷呈现增大趋势,但增幅较小。在实际飞行中天线罩的局部或全部已经淹没在火箭弹身的边界层中,因此弹身的存在对天线罩的迎角效应会产生影响。     

模型振动对风洞实验数据分散性的数值模拟研究

研究模型振动对风洞实验结果的影响对于修正风洞实验数据和加深空气动力学的理解具有重要的现实意义。基于κ－ω的SST两方程湍流模型,在时间域求解雷诺平均N—S方程,研究了模型振动在不同迎角下流场和气动力的变化规律。结果表明：模型振动在小迎角条件下对气动力测量结果几乎没有影响,但在大迎角存在一定分离的条件下,可以引起分离涡的非线性演化,导致气动力平均值的改变,从而引起风洞气动力测量值的分散性。结论从物理机理上解释了大迎角风洞实验的重复性和数据分散性。     

大后掠翼前缘涡对其颤振特性的影响

大迎角三角翼的前缘涡不仅可以改善其气动力特性,也会显著影响机翼的气动弹性特性.运用基于Euler方程的非定常气动力降阶模型(ROM)方法,耦合结构运动方程,在状态空间内建立了气动弹性分析模型,研究了70°削尖三角翼的大迎角颤振特性.研究结果显示前缘涡对该机翼颤振特性的影响不可忽略.颤振速度随迎角的增加而大幅降低,迎角α=20°时的颤振速度比α=0°时降低了22%.发现了颤振特性随迎角变化时出现的不连续现象,并揭示了该现象是由于系统颤振分支随着静态迎角的增加发生转移所致.     

大厚度翼型分离流场的稳定性探讨

基于k-ω的SST两方程湍流模型,求解了雷诺平均Navier-Stokes方程获得定常和非定常气动力,耦合翼型弹性振动方程,在时间域内模拟了弹性支撑下的大厚度对称翼型流场及其翼型动态过程,研究结果发现：在所给定的雷诺数条件下,弹性支撑下的大厚度翼型在一定大迎角范围内存在分离流场稳态的转化现象,此结果的意义在于：1）同一基本迎角下的翼型分离涡存在多个稳态流场;2）弹性支撑的翼型在大迎角分离流条件下气动力在物理上本身就存在非唯一性,从一个新的角度解释了大迎角气动力测量中的分散性。     

大迎角动力学特性分析与建模研究

分析了飞机大迎角气动力特性和运动状态,建立了大迎角运动的动力学模型,并通过分析和比较四种大迎角运动的分解方法,建立了飞机大迎角气动力数学模型。     

扑翼飞行器平面形状对气动力的影响研究

为了了解扑翼飞行器在扑动过程中的气动力,采用非定常涡格法模拟扑动过程中的气动力计算,得到了刚性扑翼在扑动周期内气动力的变化及尾涡的形态。在此基础上,研究了扑翼的周期平均气动力随扑动频率、幅度、迎角及来流速度的变化关系,并进一步研究了不同的机翼平面形状对气动力的影响。计算结果表明,迎角和扑动频率的增大能够增加扑翼的升力,不同翼面形状的扑翼在升力特性及推力特性方面具有不同的优势。     

F／A—18A大迎角研究机进气道特性的概要

在NASA德里登飞行研究中心把大迎角飞行对飞机进气道气动力特性影响的研究作为NASA的大迎角技术计划的一部分。高配置的F／A—18A大迎角研究机用于这项研究。新设计的进气道总压耙装在右侧F404—GE—400发动机的前面以测量进气道恢复和畸变的特性。目标包括：(1)确定在稳定大迎角状态下的进气道总压特性：(2)如果进气道畸变在快速的迎角机动与相应的稳定气动力状态之间明显不同，则进行评定；(3)评估飞机偏离期间的进气道特性；(4)为开发和检验计算流体动力学准则提供数据；(5)使用四种方法与一种参考方法进行比较来计算发动机气流。本文描述了从此项研究中取得的结果。严格证实这些数据和相关的数据库以作为了解大迎角时进气道特性的基础。     

过失速机动气动模型的试飞验证方法研究

介绍了现代飞机过失速机动的大迎角气动模型的特点和描述方法,结合某型飞机大迎角非定常气动力模型和推力矢量控制模型,分析了大迎角非定常、非线性气动力模型的飞行验证方法,并进行了地面模拟验证,为我国新一代飞机过失速机动大迎角模型验证飞行试验方法的研究和模拟试验技术的研究提供了依据。     

超薄碳纤维预浸料复合材料国内外发展现状和趋势

超薄碳纤维预浸料复合材料是近年来复合材料研究的新趋势,国内超薄碳纤维预浸料复合材料的相关研究起步较晚,研究方向单一,系统地总结归纳有助于未来研究方向的调整与研究目的的明确.本文综述了2000年至今国内外大部分超薄碳纤维预浸料与常规碳纤维预浸料复合材料的对比试验,包括无损拉伸试验、开孔拉伸试验、无损压缩试验、机械连接试验、冲击试验、疲劳试验以及环境影响等,通过对比分析认为:薄层化后的预浸料复合材料在抗裂纹萌发和裂纹扩展方面具有显著的性能优势,从而影响了碳纤维预浸料复合材料成品的各项性能参数,表明超薄碳纤维预浸料复合材料优异的应用前景.     

基于人工神经网络的现代军机研制费用估算模型

阐述了针对现代军机研制费用估算现状,用基于人工神经网络理论建立了现代军机研制费用估算模型。给出建模流程,分别采用动量自适应算法和 L-M 算法的 BP 网络来实现,并对其特点加以分析比较。在小样本情况下,编制了 Matlab 仿真软件并进行了仿真,证明了所建立的研制费用模型的准确性,仿真结果表明该方法比传统的回归分析方法精度高。     

折叠机翼变体飞机非对称变形控制效率分析

折叠机翼变体飞机变形量大,变形引起的气动参数变化显著,提出一种将非对称变形作为操纵输入的控制方案,研究非对称变形的控制效率和有效区间。首先建立能够完整描述变形过程的非线性动力学方程和气动力模型;然后基于非对称变形控制方法建立一种非对称变形操纵模型;最后通过与常规操纵面效率对比和仿真的动态响应总结出非对称变形操纵的最大变形操纵有效区间。结果表明:在较低飞行速度下非对称变形操纵效率高,非对称变形操纵能够在基准折叠角度90°附近提供最高的滚转操纵效率。     

民用飞机不同商载配置对机身着陆载荷的影响分析

重量分布和重心位置是影响起落架和机体地面载荷的重要因素,其中商载是影响全机重心、惯量的最活跃因素。飞机实际运营中,有无穷多种商载分布及装载方案。为了确保机身载荷分析时,不遗漏严重设计情况,同时能大大减少载荷人员的工作量,本文对不同商载配置下的机身着陆载荷进行了研究分析,分析结果表明最大商载情况将构成机身垂直剪力和垂直弯矩的严重情况。因此,在进行机身载荷分析时,必须考虑最大商载情况,而最大燃油情况可以不必考虑。这一结论为今后有针对性的开展民机机身载荷分析提供了数据支持。     

基于HLA的航天飞行任务联合仿真系统设计

简要说明了HLA的基本特点,描述了一个已经实现的航天测控仿真系统,并将其结构思想与HLA进行了对照。在此基础上,提出了一个依据HLA标准,对航天员座舱仿真、火箭和飞船仿真、测控网仿真等进行集成的航天飞行任务联合仿真系统框架,分析了各个仿真联邦成员的功能需求和信息接口,并着重介绍了针对任务要求的时间管理、数据通信等关键RTI机制的设计和实现方法,以及参照FEDEP模型和借助商业成品软件工具的系统开发策略。     

卫星通用测控模拟器设计与实现

介绍了一种适用于不同型号、不同环境的卫星通用测控模拟器的设计实现方法和应用现状及发展前景。该设备在70MHz以下完全采用了数字化处理,可通过连接某一频段内上／下变频器实现射频通用测控模拟器。     

网格密度对流场解的影响

采用不同密度的网格,利用隐式时间有限差分方法对M6机翼进行了Euler方程解算,用Richardson外插评估数值误差,就网格密度对人工耗散和解的影响进行了分析.     

T型长桁边缘倒角对蒙皮纤维屈曲的影响研究

文 摘 通常在复合材料加筋壁板结构先固化长桁,再将未固化的蒙皮与固化长桁进行共胶接过程中,由于辅助材料的架桥造成长桁边缘处蒙皮局部纤维屈曲。针对此类问题,研究了长桁边缘倒角角度、蒙皮厚度和蒙皮铺层角度3个因素对长桁边缘处蒙皮局部纤维屈曲程度的影响,并对纤维屈曲的原因和机理进行了分析。结果表明：减小倒角角度有利于减小蒙皮局部纤维屈曲的程度,同时纤维屈曲程度与蒙皮厚度呈正相关,与蒙皮铺层中90°铺层比例呈负相关。工程应用中,对长桁边缘适当倒角,在不使用工艺软模的条件下有利于提高复合材料加筋壁板的成型质量。     

仿真模型验证实用方法研究

仿真模型VV&A是仿真模型开发中的一项重要工作 ,贯穿于模型开发的全生命周期。本文重点讲述了实际数据序列和仿真数据序列比较法和理论比较法 ,并给出了相应的例子来说明这两种方法的使用情况。     

油液压缩性对飞机摆振特性的影响

为了研究飞机减摆器中油液压缩性对摆振稳定性的影响,以某型无人机前起落架为研究对象,在建立液压缸压力微分方程的基础上,采用LMS Imagine.Lab AMESim建立飞机减摆器液压模型,利用该模型对减摆器动态阻尼特性进行仿真分析。基于多体动力学理论,采用LMS Virtual.Lab Motion建立前起落架摆振动力学模型。联合上述两种模型进行飞机滑跑虚拟试验,得到不同油液压缩性时飞机摆角的动态响应曲线。结果表明:当油液含气量从0.05%增大到0.50%时,功量图面积减少了44%,增大油液含气量极大地减小了减摆器的阻尼性能,尤其是在小振幅、低频率的工况下;摆振稳定性对油液的压缩性相当敏感,不太大的油液含气量(大于0.19%)足以使摆振不稳定。