典型高超声速翼身组合体粘性干扰效应模型研究

基于粘性干扰效应的理论研究基础,利用数值模手段获得复杂高超声速外形的气动力数据,建立了完全气体条件下纵向气动力系数的粘性干扰模型;以相对正交距离的形式,给出了粘性干扰模型预测结果的不确定度量化分析。研究表明:从粘性干扰参数的理论研究出发,结合数值模拟手段,是研究高超声速复杂外形粘性干扰效应的有效手段;利用粘性干扰参数和迎角的组合,可以建立具有一定精度的粘性干扰模型,从而将不同高度、马赫数和迎角下的高超声速气动力数据进行关联;利用具有较高计算效率的Euler方程结果,结合粘性干扰模型的修正,获得大规模的用于飞行器设计的气动数据,并建立相应的气动数据库,对于工程设计是一种较为高效、经济的选择。     

高超声速气动力试验模拟参数选取准则

高超声速气动力试验模拟准则的有效性问题阻碍了飞行器气动性能预测能力的发展。鉴于此,将尺度化方法应用于实验空气动力学领域,基于连续流域高超声速流动的双尺度特点,对各参数选取适当的尺度将流动控制方程尺度化。针对典型飞行状态,通过计算尺度化方程中各系数的量级,获取高超声速气动力试验模拟参数的选择准则。研究表明:建立的模拟参数选取方法为现有的高超声速气动力试验模拟准则提供了理论支持,模拟参数的选取准则随飞行条件发生显著改变。应用理论分析方法验证了黏性干扰参数是高马赫数高超声速气动力试验中的重要模拟参数,并与国外关于黏性干扰效应关联区域的结论进行了相互验证。     

飞机结冰后非线性气动力建模及动态响应特性研究

当前结冰后的动力学仿真主要基于线性气动力模型及结冰影响模型进行,对于结冰后非线性气动力模型的研究较少,然而这对于飞机结冰后在大迎角等非线性区域的动力学分析极为重要.研究了飞机结冰后的非线性气动力模型,将结冰后线性气动力模型的估算方法扩展到非线性气动力模型上,并在结冰后大迎角区域风洞试验数据的基础之上,对失速及过失速区的气动参数变化进行修正.研究了飞机在不同升降舵脉冲信号作用下的动态响应.仿真结果表明,计算结果能够较好地反映飞机在结冰状态下的动力学特性,提出的非线性结冰影响模型能够为结冰条件下研究飞机失速及过失速区域的动力学特性提供理论支撑.     

端板法翼型实验的数据处理与洞壁干扰修正方法

 用端板法测量气动力数据时,端板附近有自由涡拖出。通过实验观察假设了端板翼型实验的涡系模型。由涡系模型可计算出机翼加端板后的有效展弦比,再按举力线理论可将实验结果转换成二维(翼型)数据;按镜象法也可作升力洞壁干扰修正。对于端板法中间剖面的测压结果亦应作二维转换和洞壁干扰修正,方法类似。经过这样的数据处理后,翼型数据准确可靠。     

民机后体课题几何、气动数据库的建立与库操作以及后续处理

引言 后体课题始于1999年10月,主要分为理论分析研究和试验研究. 理论分析研究主要内容是飞机后体气动力特性的影响因素及其敏感度分析研究,飞机各部件之间相互干扰的数值研究,后体气动力设计准则研究等.实验研究的主要内容是进行不同后体的风洞、水洞试验,不同后体参数组合的机身、机身+机翼+尾翼和机身+机翼+尾翼+短舱等构型的高低速风洞试验,飞机后体带动力气动力特性补充风洞试验等.     

倾转旋翼飞行器飞行力学模型研究

对倾转旋翼飞行器飞行力学模型的建立进行了理论研究.其中旋翼的气动模型,使用了非定常叶素理论,而对于机翼、尾翼和机身的气动力计算则采用了成熟的升力线理论模型.对于气动干扰的问题,则主要是考虑了机翼与旋翼的气动干扰.最后对算例飞行器不同模式下的飞行状态进行了飞行特性计算,验证了所建模型的合理性.     

基于黏性涡粒子尾迹模型的高速直升机配平特性分析

刚性旋翼高速直升机旋翼间复杂的尾迹干扰作用会影响其配平特性。针对这一问题，本文采用黏性涡粒子方法来精确计算上下旋翼复杂尾迹流场下的诱导速度，桨叶环量则采用涡面元法进行求解，两种方法耦合建立了尾迹模型。基于此尾迹模型进行高速直升机飞行动力学建模，包括结合刚性旋翼挥舞运动模型和变距操纵模型的旋翼尾迹气动力建模、机身以及平/垂尾气动力建模。同时与风洞试验结果对比，先验证了旋翼气动力模型的准确性，在此基础上，以XH-59A直升机为研究对象，计算得到了0～80m/s速度下的配平特性结果，与飞行试验数据对比良好，验证了飞行动力学模型的有效性。最后分析了悬停及低速前飞时旋翼间尾迹流场干扰对全机配平特性的影响。     

风洞试验雷诺数/静气动弹性效应分离方法

雷诺数是风洞试验的重要模拟参数之一,目前大多数试验采用增加气体介质密度的方式来提高试验雷诺数。这种试验方式获得的数据中雷诺数与模型静气动弹性效应相互耦合,难以分离,给数据修正和使用带来了较大的困难。针对雷诺数效应风洞试验中雷诺数与结构静变形影响相互耦合的问题,采用流体数值计算和静气动弹性耦合计算相结合的方法,研究了雷诺数和静气动弹性变形对模型气动力系数的影响。在归纳气动力系数随雷诺数和静气动弹性变形的变化规律的基础上,发展了一种雷诺数/静弹性效应数值分离技术,能够准确预测雷诺数与静气动弹性变形对气动力特性的影响。尤其是在刚性模型气动力系数随雷诺数对数呈现近似线性变化的情况下,获得了合理的气动力系数分离结果,为常规风洞增压变雷诺数试验提供了一种简便快捷的数据修正手段。     

高速风洞支架干扰数值修正研究

提出了一种计算高速风洞支架系统对飞行器模拟纵向气动力干扰量的数值计算方法，从跨声速全位势积分方程出发，编制了适用于飞行器全机模型及其带支架情况下的跨声速绕流计算程序。通过对双垂尾模型和GBM－03模型两个算例的计算，讨论了尾支撑位置及其几何外形参数对模型气动力的影响，并对GBM－03模型带短支杆情况下的纵向实验结果进行了修正。表明该方法对于分析研究风洞模型支架干扰问题并进行支架干扰修正是可行的、有效的、可以作为选择尾支撑位置及其几何外形参数和对跨声速风洞纵向实验结果进行支架干扰修正的工具。     

活塞理论气动力静压修正方法及其在曲壁板颤振分析中的应用

提出了一种采用计算流体力学(CFD)计算的压力分布对活塞理论气动力进行静压修正的方法,将该方法应用到曲壁板的静气动弹性变形及颤振稳定性分析中,并与采用曲率修正活塞理论气动力的计算结果进行了对比.分析结果表明,采用本文提出的活塞理论气动力静压修正方法进行曲壁板的气动弹性分析,在圆柱曲壁板曲率较小的情况下,与采用曲率修正活塞理论气动力方法得到的静气动弹性变形、稳定性边界差别不大;而在曲率较大时,采用本文方法计算得到的曲壁板静气动弹性变形,其曲壁板靠近前缘部分被压的更低,而曲壁板的颤振稳定性边界更小,且这种差别随着圆柱曲壁板曲率的增加而不断增大.该方法突破了曲率修正活塞理论的小曲率限制,扩大了活塞理论气动力在曲壁板颤振分析中的适用范围.     

加热表面水珠运动特性研究

为研究加热表面的水珠运动特性,提出了加热表面水珠的几何参数、受力及其运动过程的计算方法。试验获得了水珠的表面阻滞力、黏性阻力和气动力计算关系式中的相关系数,给出了不同风速条件下水珠运动的临界直径,进行了加热表面水珠运动试验并对其过程进行了数值计算。试验结果表明：水珠的无量纲表面阻滞力保持恒定,运动时受到的黏性阻力与其运动速度和宽度有关,在外流场作用下所受的气动力可采用修正圆球阻力公式进行计算。将试验获得的相关系数加入水珠运动模型中,对加热表面水珠运动过程进行数值计算,计算结果与试验结果吻合,说明本文所述方法能够准确地模拟加热表面水珠大小和位置随时间的变化。     

Mechanisms of plasma actuators for hypersonic flow control

A summary of recent research progress in hypersonic plasma actuators for flow control is attempted. It is found that the most effective plasma actuator is derived from an electromagnetic perturbation and amplifies by a subsequent viscous–inviscid interaction. Computational efforts using drift-diffusion theory and a simple phenomenological plasma model, as well as experiments in a hypersonic plasma channel, have shown the effectiveness of using electro–aerodynamic interaction as a hypersonic flow control mechanism. In principle, the plasma actuator based on magneto–aerodynamic interaction should have an added mechanism in the Lorentz force, making it even more effective as a flow control mechanism. However, this approach also incurs additional challenges and complications due to the Hall effect.

Magneto–aerodynamic interactions have also been demonstrated for separated flow control, albeit in a very limited scope. Numerical simulations based on a simple phenomenological plasma model have shown the feasibility of separated flow suppression in shock-boundary-layer interaction over a compression ramp at a hypersonic flow of Mach 14.1. The control mechanism relies on the Lorentz force to energize the retarded shear layer in the viscous interacting region, but the effectiveness of momentum transfer via inelastic collision requires further validation.     

飞艇动导数与附加质量相互融合的方法

飞艇的动导数和附加质量分别表征其在有黏流和无旋无环流中所受非定常气动力/力矩。为了解决在飞艇建模中这两种气动系数的融合问题，分别研究了动导数和附加质量的成分划分问题以及同成分气动系数的融合方法。通过介绍能同时兼容有黏流和无旋无环流的气动力和力矩分析理论，得出同成分气动力/力矩融合时应当取有黏流中的结果并摒弃对应的无旋无环流结果。通过研究气动力/力矩与运动体当前运动参数的关联性，建立依据当前运动参数划分气动力/力矩或气动系数的方法。为了使两种流场中的气动系数分类方法相同，对飞艇的当前运动参数进行重构，使得气动系数在两种流场中均可按重构后运动参数明确划分和计算。根据研究结果，建立了一种动导数与附加质量的新融合方法，并讨论了它与现有文献方法的差异。通过算例分析不同融合方法对飞艇纵向扰动运动特性的影响，说明采用新融合方法的必要性。     

利用遗传算法和LMI设计固定结构H2/H∞飞行控制律

 在设计飞翼式无人机(UAV)的横航向飞行控制系统时,为了使无人机具有较好的动态特性和阵风抑制能力,同时又便于工程实现,提出了固定结构的H₂/H_∞控制律设计方法。对于由此遇到的双线性矩阵不等式(BMI)问题,先用线性矩阵不等式(LMI)方法得到控制律参数和H₂/H_∞性能指标的映射关系,再用此映射关系作为适应度函数,用改进的遗传算法求解使H₂/H_∞性能最优的控制律参数。仿真结果表明,使用固定结构的H₂/H_∞控制方法的无人机动态响应迅速平滑,在侧风干扰下的滚转角振荡幅值仅是原经典控制方法的一半。     

Lift performance enhancement for flapping airfoils by considering surging motion

The flapping motion has a great impact on the aerodynamic performance of flapping wings. In this paper, a surging motion is added to an airfoil performing pitching-plunging combined motion to figure out how it influences the lift performance and flow pattern of flapping airfoils. Firstly, the numerical methods are validated by a NACA0012 airfoil pitching case and a NACA0012 airfoil plunging case. Then, the E377m airfoil which has typical geometric characteristics of the bird-like airfoil is selected as the calculation model to study how phase differences φ₁ between surging motion and plunging motion affect the aerodynamic performance of flapping airfoils. The results show that the airfoil with surging motion has comprehensively better lift performance and thrust performance than the airfoil without surging motion when 15°< φ₁ < 90°. It is demonstrated that surging motion has a powerful ability to improve the aerodynamic performance of flapping airfoil by adjusting φ₁. Finally, to further explore how flapping airfoil improves lift performance by considering surging motion, the flapping motions of E377m airfoil with the highest lift coefficient and lift efficiency are obtained through trajectory optimization. The surging motion is removed in the highest lift case and highest lift efficiency case respectively, and the mechanism that surging motion adjusts the aerodynamic force is analyzed in detail by comparing the vortex structure and kinematic parameters. The results of this paper help reveal the aerodynamic mechanism of bird flight and guide the design of Flapping wing Micro Air Vehicles (FMAV).     

Singular formalism and admissible control of spacecraft with rotating flexible solar array

This paper is concerned with the attitude control of a three-axis-stabilized spacecraft which consists of a central rigid body and a flexible sun-tracking solar array driven by a solar array drive assembly. Based on the linearization of the dynamics of the spacecraft and the modal identi- ties about the flexible and rigid coupling matrices, the spacecraft attitude dynamics is reduced to a formally singular system with periodically varying parameters, which is quite different from a space- craft with fixed appendages. In the framework of the singular control theory, the regularity and impulse-freeness of the singular system is analyzed and then admissible attitude controllers are designed by Lyapunov＇s method. To improve the robustness against system uncertainties, an H∞ optimal control is designed by optimizing the H∞ norm of the system transfer function matrix. Comparative numerical experiments are performed to verify the theoretical results.     

基于连续伴随方法的高超声速飞行器高精度气动优化

高精度气动优化是改善高超声速飞行器气动性能的必要途径。基于Navier-Stokes方程推导了连续伴随方程以及与气动力目标函数对应的边界条件和壁面灵敏度公式,考虑了层流输运系数变分对伴随方程的贡献,采用基于二阶熵修正Roe格式的伴随对流项离散形式,构造了适用于高超声速流动的连续伴随求解器;结合FFD （Free Form Deformation）参数化方法和SQP （Sequential Quadratic Programming）优化算法构建了高精度梯度优化框架;在高超声速来流条件下对二维翼型和Sanger飞行器机翼优化开展了验证和应用。结果显示,在高超声速流动条件下所采用的伴随对流项离散形式具有较好的鲁棒性和低耗散性;连续伴随求解器能够较好地给出气动力目标函数梯度;优化后Sanger机翼构型通过二次激波压缩实现了减阻增升,升阻比提高5.0%;验证了连续伴随优化作为高超声速飞行器高精度气动优化方法的可行性。     

利用CFD计算技术进行机翼模型气动特性分析

计算流体动力学方法（CFD）已经成为空气动力学领域重要的计算方法。利用该方法进行机翼模型Naca0012的数值模拟,包括计算模型的气动力系数以及气动导数。采用了效果很好的新型网格控制算法,通过自有程序处理流固耦合边界问题以及商用软件的求解器模块进行整体区域的数值计算。在证明了方法的有效性之后,又通过多种振幅奈件下的数值模拟结果,对以往广泛采用的理论方法的有效性进行了探讨,研究了机翼模型气动导数随振幅变化而变化的情况。     

高超声速飞行器跨流域气动力／热预测技术研究

分析了跨流域流动特点、工程背景需求、国内外研究现状,针对高超声速飞行器跨流域气动力／热预测存在的主要问题,从粘性干扰参数与克努森数搭接的跨流域模拟准则、微量天平结构优化及测力技术、红外大面积中低量值热流测量技术、流场显示与测量技术和 N-S／DSMC 自适应紧耦合数值模拟方法等方面,总结了近年来取得的研究进展,并讨论了下一步研究方向。